Котик Михаил Григорьевич, Филиппов Василий Васильевич Полет на предельных режимах: Борьба со сваливанием и штопором современных самолетов -------------------------------------------------------------------------------- Издание: Котик М. Г., Филиппов В. В. Полет на предельных режимах. — М.: Воениздат, 1977. — 239 с. с ил. Тираж 17000 экз. Цена 1 руб. 8 коп. Scan: Андрей Мятишкин (amyatishkin@mail.ru) Аннотация издательства: В книге излагаются классификация и особенности предельных режимов полета; особенности устойчивости и управляемости самолета, определяющие условия его выхода на предельные режимы; характеристики сваливания и штопора, приемы пилотирования, предупреждающие выход на эти режимы, методы вывода самолета из сваливания и штопора; конструктивно-аэродинамические мероприятия, обеспечивающие безопасность полета на предельных и близких к ним эксплуатационных режимах самолетов с тонким крылом большой стреловидности и изменяемой в полете геометрии. Книга предназначается летчикам и инженерам строевых частей ВВС и авиации других ведомств. Она будет полезна также слушателям, курсантам и студентам авиационных учебных заведений. ОГЛАВЛЕНИЕ Предисловие (стр. 3) Основные обозначения (стр. 8) Глава 1. Предельные режимы полета (стр. 11) 1.1. Виды предельных режимов (стр. 11) 1.2. Предельные приборные скорости (скоростные напоры) и числа М (стр. 13) 1.3. Минимальные предельные скорости маневрирования (стр. 17) 1.4. Предельные углы атаки (стр. 18) 1.5. Предельные перегрузки (стр. 19) 1.6. Предельные высоты полета (стр. 23) 1.6.1. Потолок самолета (стр. 23) 1.6.2. Предельно малые высоты (стр. 28) 1.7. Расчет коэффициентов подъемной силы самолета (стр. 31) Глава 2. Особенности управляемости и устойчивости маневрирующего самолета (стр. 37) 2.1. Конструктивно-аэродинамические и эксплуатационные особенности сверхзвукового самолета (стр. 37) 2.2. Влияние параметров полета на управляемость и устойчивость самолета (стр. 39) 2.2.1. Влияние угла атаки на управляемость (стр. 39) 2.2.2. Влияние угла атаки на устойчивость (стр. 41) 2.2.3. Влияние числа М на устойчивость и управляемость (стр. 44) 2.2.4. Влияние высоты полета на устойчивость и управляемость (стр. 45) 2.3. Неблагоприятные особенности в поведении и пилотировании сверхзвукового самолета (стр. 46) 2.3.1. Особенности продольного движения (стр. 46) 2.3.2. Особенности бокового движения (стр. 53) 2.4. Аэроинерционное вращение (стр. 55) Глава 3. Характеристики сваливания (стр. 60) 3.1. Физическая сущность и виды сваливания (стр. 60) 3.2. Влияние конструктивно-аэродинамических факторов на сваливание (стр. 66) 3.3. Влияние исходного режима полета на сваливание (стр. 75) 3.3.1. Влияние интенсивности маневра (стр. 75) 3.3.2 Влияние параметров исходного режима (стр. 78) 3.4. Особенности сваливания на большой сверхзвуковой скорости и динамических высотах (стр. 82) 3.5. Сваливание в болтанку и при обледенении (стр. 85) 3.6. Влияние на сваливание полетной конфигурации самолета (стр. 88) 3.6.1. Влияние механизации крыла (стр. 88) 3.6.2. Влияние изменения геометрии крыла (стр. 90) 3.7. Влияние на сваливание непосредственного управления подъемной силой и близости земли (стр. 93) Глава 4. Предотвращение сваливания и вывод самолета из него (стр. 98) 4.1. Факторы, влияющие на поведение самолета при сваливании (стр. 98) 4.2. Предотвращение сваливания (стр. 101) 4.3. Вывод самолета из сваливания. Ошибки пилотирования, способствующие сваливанию (стр. 108) Глава 5. Характеристики штопора (стр. 114) 5.1. Физическая сущность штопора (стр. 114) 5.1.1. Авторотация (стр. 114) 5.1.2. Влияние стреловидности крыла и скольжения на авторотацию (стр. 118) 5.1.3. Переход от сваливания к штопору (стр. 120) 5.2. Виды штопора (стр. 121) 5.2.1. Неустойчивые нормальный и перевернутый штопоры (стр. 126) 5.2.2. Устойчивые нормальный и перевернутый штопоры (стр. 131) 5.3. Особенности штопора современных сверхзвуковых самолетов (стр. 139) 5.3.1. Штопор на переходном (начальном) участке режима (стр. 140) 5.3.2. Вертикальный (развившийся) штопор (стр. 147) 5.3.3. Особенности штопора на динамических высотах и сверхзвуковых скоростях (стр. 152) 5.3.4. Взаимовлияние режима работы двигателя и режима штопора (стр. 160) Глава 6. Вывод самолета из штопора (стр. 164) 6.1. Отклонения рычагов и органов управления самолетом при штопоре — 6.2. Особенности управления самолетом в штопоре (стр. 171) 6.3. Влияние отклонения элеронов на штопор (стр. 172) 6.4. Методы вывода из нормального штопора (стр. 188) 6.5. Методы вывода из перевернутого штопора (стр. 199) 6.6. Ошибки пилотирования при штопоре (стр. 204) 6.6.1. Применение излишне «сильного» метода вывода (стр. 207) 6.6.2. Применение излишне «слабого» метода вывода (стр. 212) 6.6.3. Нарушение последовательности отклонения рулей (стр. 212) 6.6.4. Отклонение элеронов в штопоре (стр. 213) 6.6.5. Ошибки из-за потери пространственной ориентировки в штопоре (стр. 217) 6.7. Дополнительные методы и средства вывода из штопора (стр. 221) Глава 7. Обеспечение безопасности полета на предельных режимах (стр. 224) 7.1. Выбор летных ограничении (стр. 224) 7.2. Применение авиационных тренажеров (стр. 227) 7.3. Предупреждение летчика о приближении сваливания (стр. 232) 7.3.1. Предупреждающие признаки и средства (стр. 232) 7.3.2. Тактильная сигнализация (стр. 234) Литература (стр. 237) ПРЕДИСЛОВИЕ Для современных самолетов, особенно для сверхзвуковых, характерным является большое число различных летных и других эксплуатационных ограничений. Эти ограничения указываются в каждой инструкции летчику конкретного типа самолета и определяют предельные режимы полета — наиболее сложные эксплуатационные режимы. Пилотирование на таких режимах требует от летчика повышенного внимания для того, чтобы не допустить выхода за установленные ограничения. В некоторых особых случаях возможно попадание самолета на критические режимы полета, т. е. выход за летные ограничения. Эти режимы представляют собой наиболее опасные неэксплуатационные режимы полета. Из всех критических режимов самыми сложными и опасными для летчика являются критические по углу атаки режимы — сваливание и штопор. Основной опасностью (особенно на низких высотах) является сваливание с последующим переходом в штопор. В массовой летной эксплуатации самолетов чаще наблюдается сваливание с режимов полета со скольжением. По имеющимся зарубежным статистическим данным за последние десять лет около 20% всех летных происшествий было связано со сваливанием самолетов и попаданием их в штопор. При этом происшествия по причине сваливания являются наиболее характерными для неманевренных (тяжелых) самолетов, а происшествия из-за попадания в штопор — для маневренных самолетов. Сваливание и штопор приводят к возникновению особых ситуаций, потенциально снижающих уровень безопасности полета. По степени вероятности возникновения различают частые (вероятность более 10-3, т. е. особая ситуация создается более одного раза за 1000 полетов), практически вероятные (вероятность от 10-3 до 10-5), маловероятные (вероятность от 10-5до 10-7), предельно маловероятные (вероятность менее 10-7) и практически невероятные (вероятность на один или несколько порядков меньше 10-7) особые ситуации. По степени влияния на безопасность полета и выполнение поставленной задачи различают такие особые ситуации: опасное усложнение условий полета; ситуация, в которой невозможно выполнить поставленную задачу; авария; катастрофа. Вероятность сваливания и перехода в штопор у маневренных самолетов выше (на один-два порядка), чем у неманевренных, но степень опасности последствий возникновения особых ситуаций ниже. У неманевренных (тяжелых) самолетов, наоборот, вероятность сваливания, а тем более попадания в штопор ниже, чем у маневренных, но степень опасности указанных последствий выше. Вероятность возникновения сваливания или штопора зависит от ряда постоянных и случайных факторов. Она существенно изменяется в зависимости от типа и назначения самолета, условий его боевого применения и т. п. По статистике сваливание (встречающееся чаще, чем штопор) для маневренных военных самолетов при выполнении боевой задачи оказывается практически вероятным событием, а это означает практически вероятное возникновение особых ситуаций, которые могут вызвать опасное усложнение в полете. Штопор в боевых условиях является менее вероятным событием, чем сваливание. Но попадание в штопор может приводить к возникновению более опасных, чем при сваливании, особых ситуаций (например, к невозможности выполнения боевого задания в результате большой потери высоты и скорости полета). Возникновение особых ситуаций вследствие попадания неманевренных (тяжелых) самолетов в штопор является предельно маловероятным событием. Непроизвольный выход самолета на критические по углу атаки режимы может произойти чаще всего в следующих случаях: при грубых ошибках пилотирования в полете на больших углах атаки (по статистическим данным более 60% непроизвольных сваливаний современных самолетов были вызваны этой причиной); при полете с большими углами скольжения и крена и угловыми скоростями вращения самолета; при отказах авиационной техники (например, при отказе критического двигателя на многодвигательном самолете, неисправности в системе управления самолетом); при воздействии сильных внешних возмущений (болтанки, взрывной волны, спутной струи от впереди летящего на малом удалении самолета и др.). Для надежного предотвращения непроизвольного попадания самолета на критические режимы, т. е. для повышения безопасности полета, проводятся различные конструктивно-аэродинамические мероприятия, применяются сигнализаторы, предупреждающие летчика о приближении опасного режима, устанавливаются летные ограничения и разрабатываются специальные методы пилотирования. Летчик, хорошо владеющий техникой пилотирования своего самолета, не боится сваливания и попадания в штопор, хотя он всегда стремится избежать выхода самолета на эти режимы. Такой летчик обладает хорошим «чувством машины», помогающим ему определить приближение к опасному режиму. Грамотное пилотирование самолета по углу атаки — одно из важнейших условий повышения безопасности полета на больших углах атаки, т. е. на предельных режимах. Но если все же самолет попадает в сваливание или входит в штопор, главное для летчика — сохранить спокойствие и действовать в строгом соответствии с инструкцией по пилотированию данного самолета. Умение летчика избежать выхода на критические режимы зависит от степени его летной тренированности. Между предельными эксплуатационными режимами (на которых еще сохраняются достаточные устойчивость и управляемость самолета для исправления сравнительно небольших ошибок пилотирования) и критическими режимами (режимами начала сваливания) лежит диапазон промежуточных, буферных, режимов полета. Ширина этого диапазона зависит от скорости, числа М и высоты полета, перегрузки и полетного веса самолета, а также от манеры пилотирования и индивидуальных особенностей летчика. Известно, что некоторые режимы полета, доступные для одного летчика, могут оказаться очень сложными для другого. Поэтому каждый летчик должен глубоко понимать физическую картину полета на больших углах атаки и уметь «чувствовать» самолет. Кроме того, летчик должен изучить и знать не только инструкцию по технике пилотирования, «о и аэродинамику самолета, чтобы глубже понимать смысл и значение всех положений этой инструкции. Высокая воздушная выучка позволит ему быстро оценить сложность обстановки в полете и принять единственно правильное в данной ситуации решение. Таким образом, тренированность летчика в сочетании с глубокой теоретической подготовкой — один из основных факторов повышения безаварийности полетов. Современные самолеты, особенно сверхзвуковые, требуют более строгого, внимательного выполнения рекомендаций по предотвращению попадания в сваливание и штопор, чем дозвуковые самолеты. Это усложняет подготовку летчика и всего экипажа в целом. В первые годы развития авиации сваливание и штопор, как правило, заканчивались катастрофами. (Последние были связаны, в частности, с тем, что летчики в то время не имели надежного средства для спасения — парашюта. Это обстоятельство лишало летчика возможности покинуть самолет в ситуации, грозящей его жизни.) Известны лишь единичные случаи, когда самолет штопорил до земли, но летчик оставался жив. Это наблюдалось, в частности, при попадании самолета в плоский штопор, при котором вертикальная скорость снижения была относительно невелика. Однако о существовании таких сугубо специфических режимов полета, как штопор, тогда и не подозревали. Аварии и катастрофы в то время объясняли, например, попаданием самолета в воздушные вихри, хотя в действительности (что выяснилось впоследствии) причиной этих происшествий были сваливание и штопор. В дальнейшем (по рассказам летчиков, спасшихся после попадания самолета в штопор, и показаниям очевидцев) удалось установить факт возникновения и характер протекания столь сложных и плохо управляемых режимов полета. Были начаты теоретические и экспериментальные исследования сваливания и штопора для выяснения сущности этих явлений и разработки рекомендаций по предотвращению сваливания и штопора, а также методов вывода самолета из этих режимов. Особо следует отметить большие заслуги в разработке теории штопора самолета В. С. Пышнова. Особенности устойчивости и управляемости современных самолетов, а тем более сверхзвуковых, в той или иной мере усложняют их пилотирование. В определенных условиях эти особенности могут способствовать возникновению опасных ситуаций в полете. Однако сами по себе только эти особенности нельзя отнести к факторам, снижающим безопасность полета при правильной летной эксплуатации. Опасные ситуации в полете, в частности выход самолета на критические режимы, могут возникать под влиянием этих особенностей, например, при грубых нарушениях требований инструкции по пилотированию самолета, при серьезных отказах или боевых повреждениях. Однако при нормальной летной эксплуатации этих самолетов уровень безопасности полета на всех разрешенных режимах достаточно высок. * * * Книга рассчитана на читателей, обладающих знаниями в объеме курса практической аэродинамики и динамики полета самолета, изучаемого в летных училищах. Для большей доступности материала в книге практически не используется применяемый в современной аэродинамике математический аппарат, а излагается в основном физическая картина рассматриваемых явлений. Приводимые в данном труде примеры относятся к гипотетическим самолетам. Однако это не снижает возможности для показа основных особенностей поведения и пилотирования современных самолетов на описываемых режимах полета. Главное внимание в книге уделяется рассмотрению характеристик маневренных сверхзвуковых самолетов с тонким крылом малого удлинения и большой стреловидностью передней кромки и самолетов с изменяемой в полете геометрией крыла. В книге указывается также на первостепенную важность для летчика систематической качественной тренировки в полетах, способствующей повышению его летной выучки: выработке четких приемов пилотирования, умения целесообразно распределять внимание, своевременно и правильно действовать при особых случаях в полете. При написании книги использовался отечественный и зарубежный опыт летной эксплуатации современных самолетов, анализ их конструктивно-аэродинамических особенностей, динамических и общих летных характеристик применительно к предельным и критическим режимам полета. Авторы будут признательны за любые замечания и советы, способствующие улучшению книги. =========================================================== М. Г. КОТИК, В. В. ФИЛИППОВ ПОЛЕТ НА ПРЕДЕЛЬНЫХ РЕЖИМАХ (Борьба со сваливанием и штопором современных самолетов) Ордена Трудового Красного Знамени ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ СССР МОСКВА—1977 355.74 К73 УДК 533.6(07) Котик М. Г., Филиппов В. В. К73 Полет на предельных режимах. М., Воениздат, 1977. 239 с. с ил. В книге излагаются классификация и особенности предельных режимов полета; особенности устойчивости и управляемости самолета, определяющие условия его выхода на предельные режимы; характеристики сваливания и штопора, приемы пилотирования, предупреждающие выход на эти режимы, методы вывода самолета из сваливания и штопора; конструктивно-аэродинамические мероприятия, обеспечивающие безопасность полета на предельных и близких к ним эксплуатационных режимах самолетов с тонким крылом большой стреловидности и изменяемой в полете геометрии. Книга предназначается летчикам и инженерам строевых частей ВВС и авиации Других ведомств. Она будет полезна также слушателям, курсантам и студентам авиационных учебных заведений. „ 31808-183 K068.(02)-77' 89'77 353'74 © Воениздат, 1977 ПРЕДИСЛОВИЕ Для современных самолетов, особенно для сверхзвуковых, характерным является большое число различных летных и других эксплуатационных ограничений. Эти ограничения указываются в каждой инструкции летчику конкретного типа самолета и определяют предельные режимы полета — наиболее сложные эксплуатационные режимы. Пилотирование на таких режимах требует от летчика повышенного внимания для того, чтобы не допустить выхода за установленные ограничения. В некоторых особых случаях возможно попадание самолета на критические режимы полета, т. е. выход за летные ограничения. Эти режимы представляют собой наиболее опасные неэксплуатационные режимы полета. Из всех критических режимов самыми сложными и опасными для летчика являются критические по углу атаки режимы — сваливание и штопор. Основной опасностью (особенно на низких высотах) является сваливание с последующим переходом в штопор. В массовой летной эксплуатации самолетов чаще наблюдается сваливание с режимов полета со скольжением. По имеющимся зарубежным статистическим данным за последние десять лет около 20% всех летных происшествий было связано со сваливанием самолетов и попаданием их в штопор. При этом происшествия по причине сваливания являются наиболее характерными для неманевренных (тяжелых) самолетов, а происшествия из-за попадания в штопор — для маневренных самолетов. Сваливание и штопор приводят к возникновению особых ситуаций, потенциально снижающих уровень безопасности полета. По степени вероятности возникновения различают частые (вероятность более 10-3, т. е. особая ситуация создается более одного раза за 1000 полетов), практически вероятные (вероятность от 10-3 до 10-5), маловероятные (вероятность от 10-5до 10-7), предельно маловероятные (вероятность менее 10-7) и практически невероятные (вероятность на один или несколько порядков меньше 10-7) особые ситуации. По степени влияния на безопасность полета и выполне- ние поставленной задачи различают такие особые ситуации: опасное усложнение условий полета; ситуация, в которой невозможно выполнить поставленную задачу; авария; катастрофа. Вероятность сваливания и перехода в штопор у маневренных самолетов выше (на один-два порядка), чем у неманевренных, но степень опасности последствий возникновения особых ситуаций ниже. У неманевренных (тяжелых) самолетов, наоборот, вероятность сваливания, а тем более попадания в штопор ниже, чем у маневренных, но степень опасности указанных последствий выше. Вероятность возникновения сваливания или штопора зависит от ряда постоянных и случайных факторов. Она существенно изменяется в зависимости от типа и назначения самолета, условий его боевого применения и т. п. По статистике сваливание (встречающееся чаще, чем штопор) для маневренных военных самолетов при выполнении боевой задачи оказывается практически вероятным событием, а это означает практически вероятное возникновение особых ситуаций, которые могут вызвать опасное усложнение в полете. Штопор в боевых условиях является менее вероятным событием, чем сваливание. Но попадание в штопор может приводить к возникновению более опасных, чем при сваливании, особых ситуаций (например, к невозможности выполнения боевого задания в результате большой потери высоты и скорости полета). Возникновение особых ситуаций вследствие попадания неманевренных (тяжелых) самолетов в штопор является предельно маловероятным событием. Непроизвольный выход самолета на критические по углу атаки режимы может произойти чаще всего в следующих случаях: при грубых ошибках пилотирования в полете на больших углах атаки (по статистическим данным более 60% непроизвольных сваливаний современных самолетов были вызваны этой причиной); при полете с большими углами скольжения и крена и угловыми скоростями вращения самолета; при отказах авиационной техники (например, при отказе критического двигателя на многодвигательном самолете, неисправности в системе управления самолетом); при воздействии сильных внешних возмущений (болтанки, взрывной волны, спутной струи от впереди летящего на малом удалении самолета и др.). Для надежного предотвращения непроизвольного попадания самолета на критические режимы, т. е. для повышения безопасности полета, проводятся различные конструктивно-аэродинамические мероприятия, применяются сигнализаторы, предупреждающие летчика о приближении опасного режима, устанавливаются летные ограничения и разрабатываются специальные методы пилотирования. Летчик, хорошо владеющий техникой пилотирования своего самолета, не боится сваливания и попадания в штопор, хотя он всегда стремится избежать выхода самолета на эти режимы. Такой летчик обладает хорошим «чувством машины», помогающим ему определить приближение к опасному режиму. Грамотное пилотирование самолета по углу атаки — одно из важнейших условий повышения безопасности полета на больших углах атаки, т. е. на предельных режимах. Но если все же самолет попадает в сваливание или входит в штопор, главное для летчика — сохранить спокойствие и действовать в строгом соответствии с инструкцией по пилотированию данного самолета. Умение летчика избежать выхода на критические режимы зависит от степени его летной тренированности. Между предельными эксплуатационными режимами (на которых еще сохраняются достаточные устойчивость и управляемость самолета для исправления сравнительно небольших ошибок пилотирования) и критическими режимами (режимами начала сваливания) лежит диапазон промежуточных, буферных, режимов полета. Ширина этого диапазона зависит от скорости, числа М и высоты полета, перегрузки и полетного веса самолета, а также от манеры пилотирования и индивидуальных особенностей летчика. Известно, что некоторые режимы полета, доступные для одного летчика, могут оказаться очень сложными для другого. Поэтому каждый летчик должен глубоко понимать физическую картину полета на больших углах атаки и уметь «чувствовать» самолет. Кроме того, летчик должен изучить и знать не только инструкцию по технике пилотирования, «о и аэродинамику самолета, чтобы глубже понимать смысл и значение всех положений этой инструкции. Высокая воздушная выучка позволит ему быстро оценить сложность обстановки в полете и принять единственно правильное в данной ситуации решение. Таким образом, тренированность летчика в сочетании с глубокой теоретической подготовкой — один из основных факторов повышения безаварийности полетов. Современные самолеты, особенно сверхзвуковые, требуют более строгого, внимательного выполнения рекомендаций по предотвращению попадания в сваливание и штопор, чем дозвуковые самолеты. Это усложняет подготовку летчика и всего экипажа в целом. В первые годы развития авиации сваливание и штопор, как правило, заканчивались катастрофами. (Последние были связаны, в частности, с тем, что летчики в то время не имели надежного средства для спасения — парашюта. Это обстоятельство лишало летчика возможности покинуть самолет в ситуации, грозящей его жизни.) Известны лишь единичные случаи, когда самолет штопорил до земли, но летчик оставался жив. Это наблюдалось, в частности, при попадании самолета в плоский штопор, при котором вертикальная скорость снижения была относительно невелика. Однако о существовании таких сугубо специфических режимов полета, как штопор, тогда и не подозревали. Аварии и катастрофы в то время объясняли, например, попаданием самолета в воздушные вихри, хотя в действительности (что выяснилось впоследствии) причиной этих происшествий были сваливание и штопор. В дальнейшем (по рассказам летчиков, спасшихся после попадания самолета в штопор, и показаниям очевидцев) удалось установить факт возникновения и характер протекания столь сложных и плохо управляемых режимов полета. Были начаты теоретические и экспериментальные исследования сваливания и штопора для выяснения сущности этих явлений и разработки рекомендаций по предотвращению сваливания и штопора, а также методов вывода самолета из этих режимов. Особо следует отметить большие заслуги в разработке теории штопора самолета В. С. Пышнова. Особенности устойчивости и управляемости современных самолетов, а тем более сверхзвуковых, в той или иной мере усложняют их пилотирование. В определенных условиях эти особенности могут способствовать возникновению опасных ситуаций в полете. Однако сами по себе только эти особенности нельзя отнести к факторам, снижающим безопасность полета при правильной летной эксплуатации. Опасные ситуации в полете, в частности выход самолета на критические режимы, могут возникать под влиянием этих особенностей, например, при грубых нарушениях требований инструкции по пилотированию самолета, при серьезных отказах или боевых повреждениях. Однако при нормальной летной эксплуатации этих самолетов уровень безопасности полета на всех разрешенных режимах достаточно высок. * * * Книга рассчитана на читателей, обладающих знаниями в объеме курса практической аэродинамики и динамики полета самолета, изучаемого в летных училищах. Для большей доступности материала в книге практически не используется применяемый в современной аэродинамике математический аппарат, а излагается в основном физическая картина рассматриваемых явлений. Приводимые в данном труде примеры относятся к гипотетическим самолетам. Однако это не снижает возможности для показа основных особенностей поведения и пилотирования современных самолетов на описываемых режимах полета. Главное внимание в книге уделяется рассмотрению характеристик маневренных сверхзвуковых самолетов с тонким крылом малого удлинения и большой стреловидностью передней кромки и самолетов с изменяемой в полете геометрией крыла. В книге указывается также на первостепенную важность для летчика систематической качественной тренировки в полетах, способствующей повышению его летной выучки: выработке четких приемов пилотирования, умения целесообразно распределять внимание, своевременно и правильно действовать при особых случаях в полете. При написании книги использовался отечественный и зарубежный опыт летной эксплуатации современных самолетов, анализ их конструктивно-аэродинамических особенностей, динамических и общих летных характеристик применительно к предельным и критическим режимам полета. Авторы будут признательны за любые замечания и советы, способствующие улучшению книги. ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ О — сила тяжести самолета; g — ускорение земного притяжения; Н — высота полета; М — число М полета; Мпред — предельное число М полета; V — скорость полета; ^пр—приборная скорость; ^пред — предельная скорость; Ус — скорость сваливания; Ут1п — минимальная скорость; и.—продольная перегрузка; пу —нормальная перегрузка; пг — боковая перегрузка; ауЛоп— предельно допустимая нормальная перегрузка; ny max 9 — максимальная эксплуатационная нормальная перегрузка; Су — коэффициент подъемной силы; Су шах — максимальный коэффициент подъемной силы; Cymin—минимальный коэффициент подъемной силы; С у son — предельно допустимый коэффициент подъемной силы; Су с — коэффициент подъемной силы сваливания; СуТ — коэффициент подъемной силы тряски; я — угол атаки; «кр — критический угол атаки; адоп — предельно допустимый угол атаки; «т — угол атаки тряски; ас—угол атаки сваливания; а)х, си шг — соответственно угловые скорости крена, рыскания и тангажа; X — угол стреловидности крыла; (3 — угол скольжения; у — угол крена; 8 & — угол тангажа; ® — угол наклона траектории; хв — продольное линейное перемещение рычага (ручки или штурвала) управления; А, У/ *->; '*я? W,,MZ;,»J г/ ^ 111-»-Чь^ I 0 ----- -*e l^cr \ +*S \* 1 *"> -= — ^ -----•-•** lib |-уст < ^4 .,. 1 lit + 9,< »>—— +*» }- 9K Рис. 0.1. Оси координат и правило знаков +9э хэ — поперечное линейное перемещение рычага (ручки или штурвала) управления; хн —линейное перемещение педалей; 8В — угол отклонения органа продольного управления (руля высоты); 88 — угол отклонения органа поперечного управления (элеронов); 9 8Н — угол отклонения органа путевого управления (руля направления). Принятые в данной книге правая связанная система координат (ГОСТ 1076—41 и ГОСТ 20058—74) и правило знаков показаны на рис. 0.1. Обозначения проекций векторов аэродинамических коэффициентов, перегрузок, угловых скоростей и ускорений на оси связанной системы координат даются с индексом «1» (например, Cyl, пхЪ заведомо превышающие оптимальные (наивыгоднейшие) скорости выполнения большинства маневров. Необходимо учитывать, что разгон такого самолета при форсированном режиме работы двигателей на малых и средних высотах происходит с большим продольным ускорением (например, 40—50 км/ч в секунду), поэтому летчик может испытывать дефицит времени, что создает опасность непроизвольного выхода за ограничение по скорости. При меньшем ускорении (не более 20 км/ч в секунду) летчику легче выдерживать режим полета, своевременно его корректируя. У некоторых самолетов с тонким стреловидным крылом величина Упред обусловлена упругими деформациями крыла, приводящими к непроизвольному кренению («валежке»), а иногда даже и к реверсу элеронов. Максимальным предельным или просто предельным числом Мпред называется наибольшее допустимое в нормальной летной эксплуатации самолета число М полета на данной высоте, при данных полетной конфигурации , полетном весе и центровке самолета, режиме работы двигателей, условиях работы функциональных систем самолета и др. Величины Мпред для современных маневренных сверхзвуковых самолетов выбираются обычно с таким расчетом, чтобы сохранялись достаточные устойчивость (в первую очередь путевая) и управляемость исключалось появление нежелательных особенностей в поведении и пилотировании самолета, опасных вибраций, аэродинамического нагрева и т. п.-У тяжелых и ограниченно маневренных самолетов величина Мпред может быть связана с возникновением волнового кризиса, появлением опасных особенностей в поведении и пилотировании на околозвуковых числах М полета (типа затягивания в пикирование). По этим причинам на некоторых типах самолетов запрещается выполнять нисходящие маневры, например, такие, как переворот через крыло, полупереворот, крутое пикирование. В конкретных случаях (применительно к типу самолета и условиям его боевого применения) на величины Упред и Мпред могут налагаться и другие ограничения. Так, например, при полете на предельно малых высотах КПред и МПред выбираются таким образом, чтобы летчик имел возможность отслеживать рельеф местности без 14 * снижения уровня безопасности полета. Кроме того, выбор У пред и Мпред может зависеть от характера воздействия самолета на окружающее пространство (звуковой удар), атмосферных условий (турбулентность, видимость и т. п.), от необходимости взаимодействия со средствами радиолокационного обеспечения, другими самолетами и т. д. Между максимальной предельной скоростью (числом МПред) и максимальной скоростью (числом Мтах) полета существует принципиальное различие. Максимальной скоростью Угаах (максимальным числом М полета —Мтах) называется скорость (число М) установившегося прямолинейного горизонтального полета без крена и скольжения при работе двигателей на режиме наибольшей тяги (мощности) и при соответствующей полетной конфигурации (шасси, закрылки и другие средства механизации крыла убраны, внешних подвесок нет). Величина УШах (Мтах) определяется условием равенства тяги и лобового сопротивления, что соответствует точке пересечения кривых потребных и располагаемых тяг (на графике потребных и располагаемых тяг Н. Е. Жуковского). Таким образом, различие между максимальной предельной скоростью (ЧИСЛОМ Мпред) И МЭКСИМЕЛЬНОЙ СКОрОСТЬЮ (ЧИСЛОМ Мтах) СОСТОИТ В ТОМ, ЧТО Упред (Мпред) В ПрИНЦИПб МОЖНО ДОСТИЧЬ При любом режиме полета (в том числе и в режиме горизонтального полета) и при любом режиме (включая и режим наибольшей тяги) работы силовой установки, a Ушах (Mmax) —только в режиме установившегося горизонтального полета при работе двигателя на режиме наибольшей тяги. Максимальная скорость Vmax может быть меньше, больше и равна Упред (аналогично и число Мтах может быть меньше, больше и равно Мпред). Если Vmax ^> Упред, то Упред может быть достигнута при разгоне в горизонтальном полете. Если же 1/пред> Утах, то выход на Упред возможен только в процессе пикирования или в полет с «прижимом» (с небольшим углом снижения). Обычно характеристики эксплуатационных и неэксплуатационных режимов полета конкретного самолета даются в инструкции летчику в виде графика. Пример такого графика для одного из современных сверхзвуковых самолетов приведен на рис. 1.1. На графике область эксплуатационных режимов показана косой штриховкой, а область промежуточных неэксплуатационных режимов — клетчатой штриховкой. Оплошная кривая 6—8—11 соответствует крайним эксплуатационным значениям параметров У, М и Я, т. е. предельным эксплуатационным режимам полета. Область промежуточных (буферных) неэксплуатацио'Нных режимов полета находится между линией 6—8—11 и линией 1—3—5, соответствующей критическим значениям У, М и Н, т. е. критическим режимам полета. На рисунке для сравнения показаны и кривые максимальных скоростей (чисел М), получаемых в полете на форсажном (штриховая линия 9—13) и максимальном (штриховая линия 7—12) режимах работы двигателей. 15 Кривая /—2 характеризует режимы начала сваливания (режимы полета на ас) при единичной или близкой к ней нормальной перегрузке (сваливание с исходного режима прямолинейного горизонтального полета), а кривая 6—8 — режимы прямолинейного 2 И ' м Рис, 1.1. Зависимость скоростей и чисел М от высоты полета горизонтального полета на адоп. Расстояние между этими двумя кривыми по горизонтали отражает запас по числу Мот сваливания (АМС) на данной высоте полета. Так, например, при полете у земли этот запас будет соответствовать отрезку 1—6, т. е. AMc = Mmin доп — Мс; здесь Мс — число М начала сваливания (ему соответствует точка /), а Мтщдоп — число М полета на режиме аДОп (ему соответствует точка 6). При скольжении запас по сваливанию (величина ДМС) может существенно уменьшаться. Линия 9—10 характеризует режимы полета на МПред, а кривая 10—// — режимы полета на Упрея. Кривые 3—4 и 4—5 определяют режимы полета, при которых у данного самолета происходят соответственно потеря путевой устойчивости (в результате выхода за ограничение по Мпред — выхода на число Мну, при котором возникает путевая неустойчивость самолета) и разрушение конструкции 16 (в результате выхода за ограничение по '/г,ред или дпред, т. е. за ограничение по прочности). Кривая 8—9 характеризует предельно допустимые режимы полета на динамических высотах, выход за которые может приводить, например, к значительному ухудшению или потере управляемости самолета (из-за малых скоростных напоров), нарушению работы силовой установки, систем и оборудования самолета и т. п. Линия 2—3 определяет опасные режимы полета на динамических высотах, которые характеризуются, например, либо полным торможением самолета (до V—0) по достижении таких высот, либо разгоном его до чисел М>Мцред. 1.3. МИНИМАЛЬНЫЕ ПРЕДЕЛЬНЫЕ СКОРОСТИ МАНЕВРИРОВАНИЯ Для повышения безопасности полета при маневрировании самолета могут вводиться ограничения минимальных предельных скоростей. Известно, что любой маневр можно начинать только при скорости не менее эволютивной. Эволютивной скоростью полета Уэ называется наименьшая приборная скорость, при которой можно начинать маневр в нормальных условиях летной эксплуатации самолета (при исправной работе всех двигателей, агрегатов и оборудования). Обычно для каждого вида маневра устанавливается свое значение V3. Это необходимо для того, чтобы летчик мог уверенно создавать требуемые для данного маневра перегрузки при сохранении достаточных управляемости и устойчивости самолета. Во всех случаях наименьшее значение эволютивной скорости должно быть таким, чтобы при выполнении расчетного разворота с исходного режима прямолинейного горизонтального полета без крена и скольжения на заданной высоте самолет выходил на С^доп. Расчетным называется установившийся разворот самолета без скольжения при абсолютной величине угла крена т=15°- Наименьшее значение Уэ можно найти по следующей формуле: ^э ^т!пдоп' ЛУ ^тшдоп \ = V^on/-^«W, cos •[ COS 15° ' min доп- ОрИ определении эволютивной скорости учитываются также все возможности самолета, особенности техники пилотирования летчика, характер маневра и т. п. При этом для самолетов, имеющих не один двигатель, эта скорость должна быть не меньше, чем большая из следующих двух величин: ') k3Vmin3' ") ^ман^пЧпдоп' где &э= 1,1 ч-1,2—коэффициент запаса по отказу кри- тического двигателя;- * М. Г. Котик, В. В. Филиппов '' ^ман — V пурасч + ^пу паи—коэффициент запаса по перегрузке; здесь Пурасч— расчетная перегрузка для данного вида маневра в конкретных УСЛОВИЯХ, ДЯумаи — ВОЗМОЖ- ное изменение перегрузки при выполнении данного маневра разными летчиками на самолете конкретного типа (для грубых прикидок принимают ДЛуман-О.Об^-ОДПураоч); Vminэ — минимально эволютивная скорость — наименьшая приборная скорость, при которой в случае отказа критического двигателя обеспечиваются безопасность полета, восстановление управления самолетом и сохранение нужного направления движения самолета. Данные условия должны выполняться без применения особых методов пилотирования и не требовать высокого напряжения летчика. Для самолетов с одним двигателем действительно только второе выражение. Критическим называется двигатель (на самолетах с двумя и более двигателями), отказ которого вызывает наиболее неблагоприятные изменения в поведении и пилотировании самолета. Ввиду того что Утшдоп прямолинейного горизонтального полета выбирается с запасом от скорости сваливания Vc на том же режиме, эволютивная скорость устанавливается с запасом от V0 и УШШЭ. Последние называются опорными скоростями («опираясь» на них. находят допустимые скорости маневрирования самолета). Опорные скорости — характерные неэксплуатационные скорости маневрирования, при которых возникают опасные явления в поведении и пилотировании самолета. С запасом относительно этих скоростей выбираются эксплуатационные скорости выполнения типовых маневров. Этот запас необходим для того, чтобы сделать невозможным выход на опорные скорости практически в любых условиях пилотажа. ___ Из выражения V3 = Vmin доп Vпу следует, что при маневре: а) с пу>\ всегда Va>VminД0п; б) с пу<\ скорость Va-; -уйот°— 3 °$р 2 <Х*3оп &доп2 с*уф Л Судоп ~оС, у mm Рис. 1.2. Диапазон эксплуатационных углов атаки (/), диапазоны промежуточных неэксплуатационных (2) и закритических (3J углов атаки на графике С„=/<а) НЖр • углы а > акр И | а | > |а*р | а критическим по углу углов атаки: один —между положительными аДОп и акр,другой — между отрицательными а*оп и «*р. Диапазонам закритических а соответствуют углы а>акр и атаки режимам • Еще на стадии проектирования аэродинамические характеристики и эксплуатационные режимы полета выбираются таким образом, чтобы вероятность непроизвольного выхода самолета за пределы адоп и а*оп была наименьшей. С этой же целью самолет оборудуется и сигнализаторами, предупреждающими о приближении сваливания. 1.5. ПРЕДЕЛЬНЫЕ ПЕРЕГРУЗКИ Перегрузка п — отношение результирующей R внешних сил, действующих на самолет (кроме сил инерции и силы тяжести самолета), к произведению массы самолета на ускорение свободного падения: R п — 2* mg 19 Результирующая R является суммой следующих внешних сил: результирующих аэродинамической силы и тяги двигателей; силы реакции земной поверхности, действующей на шасси самолета (при движении по взлетно-посадочной полосе); силы натяжения троса тормозного парашюта (при посадке с использованием тормозного парашюта); тяги ускорителей (при взлете с ускорителями) и др. Точкой приложения силы R является центр тяжести самолета. Направление действия перегрузки совпадает с направлением действия силы R. При установлении летных ограничений пользуются составляющими перегрузки — ее проекциями на оси связанной системы координат. Такими составляющими являются: продольная перегрузка R*t Я- =----- ', xt nig ' нормальная перегрузка П.. -------- R ~mg боковая перегрузка R ** = ifr Здесь RXi, R , RZi— проекции силы R соответственно на продольную, нормальную и поперечную оси связанной системы координат. Иногда для оценки маневренных возможностей самолета пользуются понятием «маневренная перегрузка» («Ман), имея в виду под этим нормальную перегрузку п для частного случая: при Ry = Ki, т. е. когда по нормальной оси самолета действует только аэродинамическая подъемная сила Y\. Тогда „ _ П -мчи mg Из определения перегрузки видно, что она величина безразмерная, т. е. представляет собой отношение силы к силе. Поэтому неправильно перегрузку выражать через ускорение земного притяжения (что чаще всего применяют к нормальной перегрузке). Так, например, нельзя говорить «перегрузка равна 5g», так как при этом обычно имеется в виду нормальная перегрузка, равная пяти единицам (л =5), которой соответствует нормальное линейное ускорение (а не перегрузка!) самолета j^, =§§, ибо ЯУ, п mg 1 —.—__У\_ ___ >' .--_- и о* Jy> т т у?' Для определения знака составляющих перегрузки удобно пользоваться следующим правилом: — продольная перегрузка положительна (пх >0)—летчика прижимает к спинке кресла (разгон самолета); — продольная перегрузка отрицательна (пх <0)—летчика отрывает от спинки кресла (торможение самолета); — нормальная перегрузка положительна (п >Q)—летчика прижимает к чашке кресла (л >1 — при вводе в горку, выводе из пикирования и т. п.); — нормальная перегрузка отрицательна (п <0)—летчика отрывает от чашки кресла (полет на отрицательных углах атаки — в частности, перевернутый полет); — .боковая перегрузка положительна (п >0) —летчика прижимает к левому борту фюзеляжа (левое скольжение, угол скольжения {3<0); — боковая перегрузка отрицательна (пг <0)—летчика прижимает к правому борту (правое скольжение, угол Р>0). Ограничения по перегрузке обычно касаются нормальной перегрузки. Различают наибольшую и наименьшую (отрицательную) предельно допустимые нормальные перегрузки. Наибольшая предельно допустимая нормальная перегрузка или просто предельно допустимая перегрузка пУЛОп — это наибольшее допустимое (по условиям обеспечения безопасности полета самолета в процессе эксплуатации) значение нормальной перегрузки, создаваемой при маневре, соответствующее величине коэффициента Су доп- Определяется пулоп в связанной системе координат для заданных значений полетного веса и центровки самолета, режима работы силовой установки и т. п. Как правило, величина Пудоп зависит от аэродинамических особенностей самолета. Аналогично формулируется определение к наименьшей (отрицательной) предельно допустимой нормальной перегрузки /г^пипдоп (П0 Судоп)' Величина «УДОп определяется из выражения: „ - q go p"№ с "у ДОП ~Ч^ _ ^УДОП' где рн — атмосферное давление на рассматриваемой высоте полета, мм рт. ст.; /?уд = -п?-----удельная нагрузка на крыло, кгс/м2; Су доп — предельно допустимый коэффициент подъемной силы (в связанной системе координат). Максимальная эксплуатационная перегрузка определяется условиями прочности самолета. Обычно же она является и ограничением по нормальной перегрузке. Максимальная эксплуатационная нормальная перегрузка или просто максимальная эксплуатационная перегрузка дгвma-.a — это 21 наибольшее допустимое в процессе эксплуатации (по условиям прочности конструкции) значение нормальной перегрузки, создаваемой при маневре самолета. Определяется путахэ в связанной системе координат для заданного полетного веса самолета. Величина Яутахэ выбирается с запасом относительно разрушающей перегрузки Яур и находится по формуле _ "УР ly max э f ' где /—коэффициент безопасности (запаса прочности); обычно принимается /= 1,5-1-2,0. У самолетов с большими запасами горючего (с большими диапазонами изменения полетных весов) для больших полетных весов устанавливаются меньшие значения пугаахэ и наоборот. Предельно достижимая нормальная перегрузка пуяос? — наибольшее по условиям балансировки самолета (например, при полном отклонении ручки управления на себя или предельном усилии на ручке) значение нормальной перегрузки, достижимое при маневрировании. Определяется пУДОст в связанной системе координат для заданных полетного веса и режима работы силовой установки. Перегрузки пукзп, путахэ и /гудост, являясь предельными эксплуатационными, ограничивают область эксплуатационных перегрузок. Помимо указанных могут встречаться и другие причины ограничения нормальной перегрузки. Положительная предельная перегрузка может зависеть, например, от того, выполняется ли полет в противоперегрузочном костюме или без него. Отрицательная нормальная перегрузка ограничивается физиологическими возможностями экипажа, условиями работы топливной системы и т. п. Иногда ограничения по перегрузке связываются и с временными ограничениями (например, пребывание на предельной отрицательной перегрузке разрешается в течение не более установленного времени). Характеристика ограничений по перегрузке для конкретного самолета обычно дается в инструкции летчику в виде графика зависимости Яу = /(М). Пример такого графика для сверхзвукового самолета приведен на рис, 1.3. На графике показаны область эксплуатационных (косая штриховка) и область промежуточных 'Неэксплуатационных (клетчатая штриховка) перегрузок. Область допустимых, но практически не реализуемых в полете перегрузок, выход на которые невозможен из-за падения эффективности органов продольного управления самолета на сверхзвуковых числах М, обозначена вертикальной штриховкой. Кривая 6—7—9—10—11 определяет предельные перегрузки, т. е. ограничивает область эксплуатационных перегрузок. Область промежуточных неэксплуатационных перегрузок находится между линией 6—8—10—11 и линией 1—3—5, соответет- 22 вующей критическим значениям перегрузки (критическим режимам- полета). Кривая /—2—3 характеризует нормальные перегрузки пук, при которых возникает сваливание самолета (динамическое сваливание при пу 0^> 1) — выход на режим Сус; линия 3—4 — нор- ^ "УтахЗ Рис. 1.3. Зависимость нормальной перегрузки от числа М мальные перегрузки nyf, при которых начинается разрушение конструкции; линия 2—10— величины путахэ- Справа область эксплуатационных перегрузок ограничена линией 10—11, соответствующей значениям числа Мпред. Точка 5 соответствует числу Мну, при котором самолет становится неустойчивым в путевом отношении, а точка 2 — числу Мс, на котором возникает сваливание самолета при перегрузке пута^э. 1.6. ПРЕДЕЛЬНЫЕ ВЫСОТЫ ПОЛЕТА Предельные высоты полета делятся на минимальные и максимальные. Предельные минимальные (предельно малые или минимально допустимые) высоты устанавливаются обычно для полета с большими скоростями непосредственно у земли. Предельные максимальные высоты — это потолки самолета: статический и динамический. 1.6.1. Потолок самолета Статическим потолком Яст называется предельная высота установившегося горизонтального полета самолета. Если пренебречь уменьшением веса самолета (например, вследствие выработки го- 23 рючего), то можно считать, что скорость и высота полета будут оставаться постоянными. В действительности же постепенно увеличивается высота и изменяется скорость полета. Высота и скорость полета имеют большое значение для достижения успеха в маневренном воздушном бою. Скорость характеризует кинетическую, а высота — потенциальную энергию самолета. Полная механическая энергия самолета Е равна сумме его кинети- „ mV2 - „ ческой —~— и потенциальной mgn энергии: 2 Р-_!_ 2 ,-, mV2 , ,т Е = —т,------h mgH. При анализе энергетических возможностей самолета для набора высоты обычно пользуются не величиной Е, а отношением ----. Последнее характеризует полную энергию одного килограмма массы движущегося самолета, т. е. энергетическую высоту На или энергетический уровень самолета. В этом случае можно написать Е __ V* mg ~ 2g и — A — JLL 4- и Э „, л О ft > • Из приведенной формулы следует, что Яэ будет наибольшей высотой подъема при движении с постоянной полной энергией. Очевидно, что чем больше полная энергия, т. е. чем больше скорость и высота полета самолета, тем больше и его энергетическая высота. Высота полета, равная максимальной энергетической высоте (соответствующей максимальной полной энергии самолета), называется теоретическим динамическим потолком самолета. Иными словами, теоретический динамический потолок Ят. дин — предельная высота полета, достигаемая при наборе с торможением (без потерь полной энергии) от предельной скорости (предельного числа М) до V=0. По величине Ят. дин оценивается предельная возможность самолета в отношении динамического набора высоты. При динамическом наборе энергетическая высота всегда меньше максимальной из-за потерь полной энергии самолета (в результате, например, возрастания лобового сопротивления при создании перегрузки на вводе самолета в горку). Этот вид маневра — быстрый набор высоты за счет уменьшения скорости (т. е. за счет превращения кинетической энергии в потенциальную) — широко используется в практике полетов на современных сверхзвуковых маневренных самолетах. В этом случае можно говорить об «эквивалентности» скорости и высоты (высота достигается за счет скорости, и наоборот). Связь приращений высоты ДЯ и скорости Д V полета выражается формулой bH=--^-W. о Эта формула позволяет определять прирост высоты (ДЯ>0) за счет уменьшения скорости (ДУ<0), и наоборот (при условии неиз- 24 менности Е). Отсюда следует важный вывод: чем больше начальная скорость УО, тем больше прирост высоты при данной потере скорости. В установившемся наборе нельзя превысить статический потолок. Но, используя динамический метод набора (набор горкой с разгона), на сверхзвуковом самолете можно подняться выше статического потолка, т. е. на динамические высоты. На динамических высотах возможен полет только на неустановившихся режимах. Маневренные качества самолета «а этих высотах значительно ухудшаются— снижаются предельные перегрузки из-за падения плотности воздуха. Полет сверхзвуковых самолетов здесь происходит обычно с выключенными двигателями или же с двигателями, работающими на режиме малой тяги. Если при выходе на динамические высоты возможно заглохание двигателя, сопровождающееся опасным возрастанием температуры газов за турбиной, летчик должен своевременно выключить двигатель. Предельная высота 'неустановившегося полета, которую практически можно набрать, расходуя приобретенный в процессе разгона запас кинетической энергии самолета, называется динамическим потолком Ядпп. Иными словами, динамическим потолком называется предельная высота, на которой сохраняется минимально допустимый по условиям безопасности полета скоростной напор <7т1пдпп- Этот напор должен быть достаточным для сохранения приемлемой управляемости самолета на динамических высотах. Обычно допустимым является ^mm дни =«100 кгс/м2. На самолетах, специально оборудованных реактивным управлением (струйными или газовыми рулями) и системами автоматической стабилизации, возможно торможение до в котором Vi возьмем в км/ч' и заменим суммой V^ + 81/сж из формулы (1.3), получим 3.6'-2(|.у-яур)р-. ("У~У)^Д S - 0,125 (V/3 + 8^сж)^ -*><& (У.з + 8усж)2 - (-.4) В случае горизонтального полета или режима, близкого к нему (ЪУ3ап~0), на малой скорости и малой высоте (8УСж~0), если поправки ВУип и 5Va пренебрежимо малы, а двигатели работают на режиме небольшой тяги, когда Psin(a±cpP) ~0, получим из формулы (1.4) следующее приближенное выражение для определения Су (округлив числовой коэффициент с точностью до третьей значащей цифры): Су^207^-, (1.5) "у Рул 7-~ пр где 1/пр — скорость по прибору, км'/ч; /7уд —удельная нагрузка на крыло, Krd/м2. Подставив в выражение (1.5) вместо УПр и пу приборную скорость сваливания Vc и перегрузку сваливания пу с, получим приближенную формулу для определения коэффициента подъемной силы сваливания: Сус^207-^. . (1.6) с 33 Когда требуется узнать перегрузку сваливания по заданным Cv с и Vc, из формулы (1.6) можно получить следующее выражение: /zvc г=; 0,00482 *-уС г v2 ь.ус Kc Рун (1.7) Рис. 1.8. График поправок на сжимаемость для дозвуковых скоростей Для прямолинейного горизонтального полета Суг,п находится из выражения (1.5) при условии, что пу = 1,т. е. силы У и Р sin (а± <рр), отклоняющие траекторию полета вверх, уравновешиваются силой тяжести G, стремящейся отклонить эту траекторию вниз (рис. 1.7). Тогда формула для приближенного определения С^г.п примет такой вид: С у г.п • ;207 Рул V2 ПР (1.8) 34 Если известно число М полета, а не приборная скорость, то выражение для определения скоростного напора удобно представить в следующем виде: д = 9;52^ЯМ2, (1.9) где Рн — атмосферное давление на высоте полета, мм рт. ст. *УСЖ км/ч 180 W 20 *~ О 400 800 1?00 1600 2000 2400 2Ш Vl3,KM/4 Рис. 1.9. График поправок на сжимаемость для сверхзвуковых скоростей Воспользовавшись выражением (1.9), можно-вместо выражения (1.7) получить формулу, связывающую перегрузку сваливания пй уже не с приборной скоростью У0, а с числом Мс и давлением ри на высоте полета: *-у С ' ;9.52 '***&' . Рул 35 Аналогично данной формуле будет выглядеть и выражение для определения предельно допустимой нормальной перегрузки: ~0Ч0 У1'^*"- ftV ДОП /--/ ''t1-'^ ~ • 7 "уд Использовав это выражение, можно написать следующую приближенную формулу для определения минимально допустимого числа М полета (при условии, что яудоп=1): Мт(я .пп» 0,324 J/ Руд mm доп РН У доп Аналогично формулам (1.6) и (1.8) получаются и формулы для нахождения Су с и Суг.п по числу Мс и давлению рн на высоте полета: Г -—0105 Яу-сЯуД.. ^ ус -~' и>'ии ГГ^ > ^Mc СУГ.П«0,Ю5 ^уд ^м2' где рул — удельная нагрузка на крыло, кгс/м2; рн — атмосферное давление на высоте полета, мм рт. ст. Глава 2 ОСОБЕННОСТИ УПРАВЛЯЕМОСТИ И УСТОЙЧИВОСТИ МАНЕВРИРУЮЩЕГО САМОЛЕТА Маневрирование современного сверхзвукового самолета сопряжено с изменением практически всех параметров полета в широких пределах. Но каждый маневр необходимо строить так, чтобы не допустить выхода самолета за предельные режимы, т. е. за предельно допустимые углы атаки, перегрузки, числа М и приборные скорости полета. Для этого летчик должен хорошо знать особенности управляемости и устойчивости самолета при выполнении всех разрешенных на данном самолете маневров. Ниже рассматриваются особенности управляемости и устойчивости современных сверхзвуковых самолетов, которые в первую очередь влияют на способ управления движением самолета при маиеврировании на режимах, близких к предельным. Существенное влияние на характеристики устойчивости и управляемости современных сверхзвуковых самолетов оказывают особенности их конструктивно-аэродинамической компоновки и условий эксплуатации. 2.1. КОНСТРУКТИВНО-АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОСОБЕННОСТИ СВЕРХЗВУКОВОГО САМОЛЕТА Сверхзвуковые самолеты обладают рядом особенностей конструктивно-аэродинамической компоновки и условий эксплуатации, которыми они принципиально отличаются от дозвуковых самолетов. К особенностям конструктивно-аэродинамической и весовой компоновки, обусловленным главным образом требованиями сверхзвуковой аэродинамики, относятся: — стреловидные и треугольные крыло и хвостовое оперение с большими углами стреловидности и заостренной носовой частью; 37 — малые удлинение и относительная толщина крыла и хвостового оперения; — большая удельная нагрузка на крыло; — удлиненность фюзеляжа (особенно его носовой части); — уменьшение сужения (диффузорности) хвостовой части фюзеляжа; — снижение относительной толщины фюзеляжа; — возрастание объема фюзеляжа и его весовой нагрузки (увеличение разноса масс по длине фюзеляжа и уменьшение его по размаху крыла); — применение цельноповоротных (управляемых) стабилизатора и киля; — высокие тяговооруженность самолета и расходы горючего; — широкое использование средств автоматического управления и автоматической стабилизации; — высокая насыщенность специальным оборудованием, средствами контроля и сигнализации; — увеличение взлетного веса; — усиление влияния аэроупругости конструкции на характеристики самолета. К особенностям летной эксплуатации сверхзвуковых самолетов относятся: — расширение диапазонов эксплуатационных высот, скоростей и чисел М полета; — значительное увеличение диапазона эксплуатационных углов атаки; — преобладание неустановившихся режимов полета; — значительный рост максимальных скоростей (как правило, на большей части диапазона эксплуатационных высот предельные числа М и приборные скорости меньше максимальных чисел М и приборных скоростей, достижимых при работе двигателей на форсажном режиме); — значительное расширение диапазона располагаемых продольных перегрузок (положительных и отрицательных); — появление новых режимов полета (режимы полета на динамических высотах, на малых высотах с большими приборными скоростями). Влияние конструктивно-аэродинамической компоновки и условий эксплуатации современных сверхзвуковых самолетов на их поведение и пилотирование при маневрировании на докритических и близких к ним режимах проявляется в основном в виде: усиления зависимости характеристик устойчивости и управляемости этих самолетов от параметров полета; неблагоприятных особенностей продольного, бокового и поперечного движений и значительного усиления взаимодействия (перекрестных связей) продольного и бокового движений самолета. 38 2.2. ВЛИЯНИЕ ПАРАМЕТРОВ ПОЛЕТА НА УПРАВЛЯЕМОСТЬ И УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТА 2.2.1. Влияние угла атаки на управляемость Типичная зависимость характеристик продольной, путевой и поперечной управляемости сверхзвуковых самолетов со стреловидным и треугольным крыльями от угла атаки показана на Самолет со стреловидным крылом <*кр SO,. Самолет с треугольным крылом тУ\ Рис. 2.1. Влияние угла атаки на характеристики управляемости самолета рис. 2.1. Из графика видно, что коэффициенты эффективности продольного т«, путевого /ге°н и поперечного /га/ управления при маневре сильно изменяются по углу атаки, т. е. с ростом а они быстро уменьшаются — управляемость ухудшается. Особенно значительно снижается эффективность органов управления при переходе к закритическим углам атаки, при которых образуются обширные области срыва потока с крыла. Для самолетов со стреловидным и треугольным крыльями это является характерной чертой. Но у самолета с треугольным крылом ухудшение эффективности рулей происходит менее резко и начинается на больших углах атаки, чем у самолета со стреловидным крылом. Для улучшения поперечной управляемости самолета на больших углах атаки в некоторых случаях целесообразно к малым зг управляющим моментам крена, создаваемым отклонением элеронов, добавлять управляющие моменты крена от руля направления, и наоборот: к путевым моментам от руля направления добавлять путевые моменты от элеронов. Обусловлено это тем, что на боль- /77 ft Самолет со стреловидным крьмюм туэ1 100 а" 50 100 тп Самолет с треугольным крылом ту3* Рис. 2.2. Влияние угла атаки на коэффициенты момента крена т? и момента «, рыскания т 3 ших углах атаки, например, управляющие моменты крена от руля направления могут быть заметно больше моментов крена от элеронов. Улучшение поперечной управляемости достигается, например, осуществлением кинематической связи между системами управления элеронами и рулем направления. С этой же целью используется и дифференциальное отклонение правой и левой половин стабилизатора (тогда стабилизатор работает как орган поперечного управления). На рис. 2.2 показан пример характерного изменения по углу атаки приращения коэффициента момента крена при отклонении руля направления на один градус (w/) и приращения коэффициента момента рыскания при отклонении элеронов на один градус (/ге°э). Как видно из графиков, с ростом угла атаки управляющий" момент крена, вызванный отклонением руля направления, у само- 40 -• . . ' V, •••-•- -•-••.•' .. "."• . ''' ! лета со стреловидным крылом уменьшается, а у самолета с Треугольным крылом величина этого момента в области околокритических а значительно возрастает. Это говорит о том, что отклонение руля направления для улучшения поперечной управляемости на больших углах атаки у самолетов с треугольными крыльями может дать значительный эффект. Влияние же отклонения элеронов на путевую управляемость самолетов с треугольными и стреловидными крыльями с ростом угла атаки изменяется почти одинаково. На больших углах атаки управляемость ухудшается в основ-ном~ из-за уменьшения скоростного напора, изменения поля скоса потока в области хвостового оперения, попадающего в спутную струю от крыла и фюзеляжа (завихренный поток, имеющий малую скорость), и из-за срыва потока в местах расположения элеронов. 2.2.2. Влияние угла атаки на устойчивость У некоторых самолетов с крылом большой стреловидности при выходе на околокритические углы атаки возникает неустойчивость по перегрузке (на кривой mz — f(a) этому соответствует так назы- "й Рис. 2.3. Зависимость коэффициента аэродинамического момента тангажа mz от угла атаки при неустойчивости самолета по перегрузке ваемая «ложка»), в результате чего у самолета появляется тенденция к непроизвольному кабрированию. Наиболее опасным из-за возможности появления такой неустойчивости является диапазон больших дозвуковых (близких к М=1) чисел М полета. В этом диапазоне может наблюдаться наиболее резкое проявление неустойчивости по перегрузке, иногда даже с изменением знака аэродинамического момента тангажа. Области неустойчивости по перегрузке соответствует положительный наклон кривой mz = f(a). Как видно из примера на рис. 2.3, резкое проявление неустойчивости по перегрузке наблюдается при числе М = 0,95, что сопровождается изменением знака коэффициента аэродинамического момента тангажа, т. е. вместо кабрирую- щего момента появляется пикирующий (на рисунке области не- ... .-... ..... . 41 устойчивости показаны штриховкой). При выходе на большие углы атаки на сверхзвуковых числах М полета из-за значительно более заднего положения нейтральной центровки неустойчивость по перегрузке обычно не возникает. 20 t.C Рис. 2.4. Сваливание самолета в результате неустойчивости по перегрузке К основным факторам, способствующим возникновению неустойчивости по перегрузке у самолетов со стреловидными и треугольными крыльями при выходе на большие углы атаки, относятся: а) изменение характера циркуляции (аэродинамической нагрузки) по размаху крыла из-за срыва потока, сопровождающееся смещением аэродинамического фокуса самолета вперед; б) ухудшение эффективности продольного управления из-за уменьшения демпфирующего аэродинамического момента тангажа, создаваемого горизонтальным оперением, вследствие изменения поля скоса потока в области хвостового оперения под воздействием спутной струи от крыла и фюзеляжа; в) возрастание дестабилизирующего аэродинамического момента тангажа от подъемной силы фюзеляжа; г) влияние дестабилизирующего гироскопического момента тангажа, создаваемого ротором работающего двигателя. Возможно существенное увеличение неустойчивости на больших углах атаки и под влиянием упругих деформаций конструк- 42 /77 J3 / ции самолета и особенно проводки в системе управления элеронами. Последнее в некоторых случаях может вызвать одновременное отклонение обоих элеронов вверх («всплывание»). «Всплыва-ние» элеронов на больших углах атаки увеличивает неравномерность распределения аэроди- <, намической нагрузки по раз- | маху крыла. •§ При появлении неустойчи- '§| вости по перегрузке летчику не В] всегда удается парировать ^1 непроизвольное кабрирование «' самолета. Пример такого ре- ^ жима полета показан на рис. 2.4. Из графика видно, что •§, с появлением неустойчивости В по перегрузке перегрузка ин- х тенсивно нарастала не только * при неизменном положении ,| ручки управления (*в = const), s но и после энергичного отклонения ее от себя для устранения кабрирования. Сваливание |jj наступило примерно через 2,5 с после потери устойчивости. Изменение коэффициентов | путевой т? и поперечной т?х f статической устойчивости '§• сверхзвукового самолета поуг- ]| лу атаки показано на рис. 2.5. Как видно из графика, путевая Рис. 2.5. Изменение коэффициентов пу- статическая устойчивость С ро- тевой т^ и поперечной п$х статиче- /п & <х ской устойчивости сверхзвукового самолета по углу атаки стом угла атаки значительно снижается, и особенно сильно при сверхзвуковых скоростях полета. На больших (часто намного меньше критических) углах атаки возможно даже появление путевой неустойчивости самолета. Это связано с развитием мощной вихревой пелены на крыле (усилением срыва потока) и в области хвостового оперения (у стреловидного и треугольного крыльев — на их концевых частях, т. е. в местах расположения элеронов). Поперечная статическая устойчивость с увеличением угла атаки обычно заметно возрастает, так как стреловидное крыло создает дополнительный стабилизирующий момент крена, увеличивающийся с ростом а. Уменьшение путевой и возрастание поперечной статической устойчивости приводит к развитию бокового движения самолета, к резким «забросам» по крену при скольжении и возрастанию отношения максимальных угловых скоростей крена и рыскания """'""'"' " ' '"' ' ' ' -43. I Ш.г max I : К max • ^TO уСЛОЖНЯбТ ПИЛОТИрОВЗНИб НЕ бОЛЬШИХ уг- лах атаки, например, вследствие завышенной реакции самолета по крену на отклонение руля направления. 2.2.3. Влияние числа М на устойчивость и управляемость С ростом числа М под влиянием сжимаемости воздуха изменяется распределение аэродинамической нагрузки по крылу (и по самолету в целом). В результате при переходе к сверхзвуковым числам М равнодействующая аэродинамических сил, а значит, и аэродинамический фокус самолета смещаются иазад. Это, в свою очередь, вызывает возрастание продольной статической устойчивости по перегрузке. Типичная для современного сверхзвукового самолета зависимость коэффициента продольной статической устойчивости по перегрузке /raS от числа М показана на рис. 2.6. Здесь же приведены графики зависимости коэффициентов путевой т? и поперечной т?х статической устойчивости от числа М. Как видно из них, с увеличением числа М путевая и поперечная статическая устойчивость самолета уменьшается. При этом «а перегрузках/zyl > 1, т. е. Рис. 2.6. Влияние сжимаемости (числа М) на характеристики устойчивости самолета на больших углах атаки, падение первой ускоряется, а второй — замедляется. Кроме того, с ростом числа М (при М>1) ухудшаются демпфирующие свойства крыла и оперения, так как все более ухудшаются их несущие свойства, а значит, замедляется затухание колебаний самолета, вызванных внешними возмущениями (резкое действие рулями, болтанка и т. д.). Из-за ухудшения несущих свойств крыла и оперения с переходом к сверхзвуковым числам М значительно снижается и эффективность органов управления — ухудшается управляемость самолета. Это видно, например, из рис. 2.7, на котором показано влияние числа М на эффективность руля высоты и управляемого стабилизатора. Очевидно, что особенно заметно падает эффек- 44 " ' ' ' ",.;"• :.' '••'••' " тивность руля высоты (кривая а), так как при сверхзвуковом обтекании его отклонение не меняет распределение аэродинамической нагрузки по стабилизатору, расположенному впереди руля. Цель-ноповоротный (управляемый) стабилизатор позволяет на сверхзвуковых числах М значительно повысить эффективность продоль- тЦв $г.т?0 Рис. 2.7. Зависимость коэффициента эффективности продольного управле- ния самолета /я/ от числа М ного управления (кривая б). Аналогичная картина получается и с вертикальным оперением. 2.2.4. Влияние высоты полета на устойчивость и управляемость Зависимость устойчивости и управляемости самолета от высоты полета в основном определяется тремя факторами: возрастанием с высотой чисел М, увеличением углов атаки и падением плотности воздуха. При полете на неизменной приборной скорости с увеличением высоты возрастает число М, т. е. усиливается влияние сжимаемости воздуха. Вследствие уменьшения плотности воздуха с высотой ухудшаются и характеристики устойчивости и управляемости самолета. Так, например, устойчивость ухудшается с высотой, потому что ослабевает аэродинамическое демпфирование собственных колебаний самолета (продольных и боковых), вызванных внешними возмущениями. Из-за этого затухание таких колебаний на больших высотах происходит значительно медленнее, чем на малых высотах. При наборе высоты с постоянным числом М из-за падения скоростного напора уменьшаются и аэродинамические восстанавливающие моменты рыскания и тангажа, чему может также способствовать ухудшение статической устойчивости с ростом угла атаки. Поэтому на больших высотах возрастает влияние инерционных моментов. Кроме того, из-за уменьшения демпфирования собственных колебаний самолета, увеличения .-"'.' ••"..- " •'•' '••: ' ;•:- ••"• •• • . 45 их периода и значительного роста отношения l-^ma-l'l шу тах| У са~ молета появляется тенденция к раскачке (самолет «неплотно сидит» в воздухе). С ростом высоты при постоянной приборной скорости полета существенно ухудшается управляемость самолета (его способность «ходить за ручкой»). Самолет становится более «вялым» в управлении, заметно возрастает запаздывание его ответной реакции на действия летчика. Это снижает точность пилотирования и затрудняет работу летчика (при отсутствии автоматической стабилизации). Увеличение числа М и углов атаки самолета на больших высотах усиливает проявление нежелательных последствий ухудшения устойчивости и управляемости. При этом нелинейность протекания зависимостей аэродинамических сил и моментов от углов атаки и скольжения становится более выраженной. На таких высотах значительно возрастают «забросы» перегрузки и интенсивность взаимодействия продольного и бокового движений самолета при его вращении. 2.3. НЕБЛАГОПРИЯТНЫЕ ОСОБЕННОСТИ В ПОВЕДЕНИИ И ПИЛОТИРОВАНИИ СВЕРХЗВУКОВОГО САМОЛЕТА По характеристикам устойчивости и управляемости сверхзвуковые самолеты существенно отличаются от дозвуковых. Даже при полете с дозвуковыми скоростями на сверхзвуковом самолете летчик, летавший на дозвуковом самолете с теми же скоростями и на тех же высотах, ощущает заметную разницу в поведении и пилотировании самолета. Сильное изменение характеристик устойчивости и управляемости сверхзвукового самолета при переходе от дозвуковой к сверх-звуковой скорости полета сопровождается появлением ряда особенностей в его поведении, что требует соответствующего изменения техники пилотирования. Ниже рассматриваются основные неблагоприятные особенности в продольном, боковом и поперечном движениях и в пилотировании сверхзвукового самолета на докритических режимах. Эти особенности увеличивают возможность выхода на критические режимы. 2.3.1. Особенности продольного движения К числу неблагоприятных особенностей продольного движения сверхзвукового самолета при маневре в первую очередь относятся «подхват», неустойчивость по скорости и перегрузке, продольная раскачка, замедленная реакция на отклонение ручки управления. «Подхват» проявляется в виде самопроизвольного выхода самолета на недопустимо большие углы атаки и перегрузки. Он может быть следствием потери устойчивости по скорости (скоростной 46 : •'•. v : ' :••... : «подхват») или по перегрузке. Скоростной «подхват» обычно возникает, когда летчик в процессе энергичного выполнения маневра, сопровождающегося интенсивным торможением от сверхзвуковой до дозвуковой скорости, не успевает отдать ручку от себя. «Подхват» также может возникнуть при попадании вихревого следа от крыла и фюзеляжа на горизонтальное оперение. УСТ U. 'S' с 6 s э «? 1 .б"" >§ S' М<ц 8 § ^Г . а. ез ^ S ? м йМ0 в uMj Н= Const Рис. 2.8. Балансировочная кривая отклонений управляемого стабилизатора сверхзвукового самолета по числу М (высота постоянная) Для ознакомления с особенностями поведения и пилотирования сверхзвукового самолета при неустойчивости по скорости и по перегрузке воспользуемся соответствующими балансировочными кривыми. Известно, что наклон балансировочной кривой отклонений органа продольного управления по числу М характеризует продольную статическую устойчивость самолета по скорости. Как видно на рис. 2.8, эта кривая на участках аб и вг имеет положительный наклон, т. е. в этом случае с ростом скорости полета увеличивается потребное отклонение ручки управления от себя, что свидетельствует о наличии у данного самолета продольной статической устойчивости по скорости. Для такого случая предположим, что самолет сбалансирован в режиме прямолинейного горизонтального полета на заданной высоте при числе MI. Пусть под действием внешнего возмущения (порыва ветра) число MI увеличилось на ДМ], а летчик продолжает удерживать ручку управления в исходном балансировочном положении. Для балансировки самолета при числе M = Mj + AMi потребовалось бы отклонить орган продольного управления вниз на величину A<*7 Рис. 3.1. Расположение областей срыва потока по размаху (а — концевой срыв, в — срединный срыв, в — корневой срыв) и профилю крыла ляются области срыва у передней и задней кромок крыла. В зависимости от положения начальной области срыва по размаху крыла различают корневой, срединный и концевой срывы (рис. 3.1). Область срыва потока расширяется по мере увеличения угла атаки. В зависимости от того, какую часть верхней поверхности крыла занимает эта область, различают начальный, частичный, значительный и полный (глубокий) срывы. Область начального срыва занимает сравнительно малую часть (обычно отдельные небольшие участки) верхней поверх- 61 ности крыла с наименее устойчивым обтеканием. Влияние начального срыва на поведение и пилотирование самолета сравнительно невелико. Он также мало влияет (иногда даже практически вообще не сказывается) на характер обтекания хвостового оперения самолета, а следовательно, и на эффективность руля высоты и руля направления. Область частичного срыва занимает обычно около половины верхней поверхности крыла. При таком срыве происходит заметное перераспределение давления по крылу (перераспределение аэродинамической нагрузки, а значит, аэродинамических сил и моментов, действующих на самолет). В результате этого перераспределения начинают действовать несбалансированные аэродинамические моменты (в общем случае — моменты крена, рыскания и тангажа), выводящие самолет на режим сваливания. Частичный срыв ощутимо влияет на управляемость и устойчивость самолета. Но концевой частичный срыв обычно не приводит к ухудшению эффективности горизонтального оперения. Область значительного срыва занимает уже более половины верхней поверхности крыла. Хвостовое оперение при этом оказывается в зоне весьма возмущенного потока (заметно изменяются, например, вертикальный и горизонтальный скосы потока, скоростной напор и турбулентность набегающего на хвостовое оперение потока). Интенсивно падает .(иногда даже полностью теряется) эффективность рулей. В результате начинают проявлять свое действие неблагоприятные особенности в поведении и пилотировании самолета, характерные для развившегося сваливания. И наконец, полный или глубокий срыв, область которого распространяется практически по всей верхней поверхности крыла, характерен наиболее опасными изменениями в поведении и пилотировании самолета. Эти изменения присущи режиму глубокого сваливания. Условия обтекания хвостового оперения и, как следствие, эффективность руля высоты и руля направления или цельноповоротных стабилизатора и киля при этом виде срыва зависят от конструктивно-аэродинамической компоновки, в частности от взаимного расположения крыла и хвостового оперения самолета. При компоновке, изображенной на рис. 3.2, а, хвостовое оперение находится вне спутной струи от крыла, поэтому некоторая эффективность рулей еще сохраняется. Но при компоновке, показанной на рис. 3.2,б, все хвостовое оперение находится в спутной струе крыла и фюзеляжа и эффективность хвостового оперения теряется практически полностью. Изменение условий обтекания крыла и хвостового оперения при срыве вызывает появление несбалансированных аэродинамических моментов (в общем случае действующих относительно всех трех осей самолета) и, как следствие, изменение углов атаки, крена и скольжения, т. е. вращение самолета. Последнее приводит к дальнейшему ухудшению условий обтекания крыла и оперения, а в итоге — к сваливанию. Когда при дозвуковом полете местная скорость потока, обте- 62 кающего крыло, становится сверхзвуковой (критическое число М), формируется скачок (система скачков) уплотнения, который взаимодействует с пограничным слоем. В результате этого взаимодействия может также возникнуть срыв потока. Но как и при дозвуковом обтекании, причиной срыва будут служить вязкость воздуха и положительный градиент давления. Однако при полностью сверх- Рйс. 3.2. Зависимость условий обтекания хвостового оперения при полном срыве потока от расположения этого оперения относительно крыла самолета звуковом обтекании (сверхзвуковой полет) давление в потоке будет возрастать под влиянием скачка уплотнения. Сверхзвуковое турбулентное течение оказывает большее сопротивление срыву потока, вызванному взаимодействием скачка уплотнения с пограничным слоем, чем ламинарное. Поэтому возникновение развитого срыва потока более вероятно при сверхзвуковом ламинарном, чем при сверхзвуковом турбулентном обтекании. С увеличением угла атаки скачок смещается к задней кромке крыла, а интенсивность его возрастает. Если интенсивность скачка недостаточна для возникновения местного срыва (в виде пузыря), начнет утолщаться (набухать) пограничный слой, что также приведет к срыву потока, но уже у задней кромки крыла. Характер взаимодействия скачка уплотнения с пограничным слоем весьма разнообразен и зависит от чисел М и Re, степени турбулентности потока и т. п. В общем случае с ростом числа М полета интенсивность скачка увеличивается, следовательно, усиливается и интенсивность срыва потока (при постоянном угле атаки). Это ведет к v . :' :"'.":'" "•••"";"' ;•"• • ' . ;• '.......;- ' §з уменьшению окр и Сутах, т. е. способствует более раннему сваливанию. Основными характеристиками сваливания являются: углы атаки (коэффициенты подъемной силы) сваливания, особенность движения самолета в начале сваливания, угловые скорости вращения и угловые ускорения (в первую очередь угловые скорости и ускорения крена и рыскания), вертикальная скорость снижения самолета в режиме. В результате появления развившихся областей срыва потока на крыле сваливание сопровождается обычно опусканием носа и (или) кренением самолета в результате местных потерь подъемной силы крыла в областях сорванного потока. В зависимости от направления движения самолета при сваливании различают три основных его вида: сваливание на нос, сваливание на крыло и сваливание по спирали. Сваливание на нос происходит при симметричном зарождении и развитии областей срыва на правом и левом полукрыльях самолета, т. е. при симметричных (относительно плоскости симметрии самолета) потерях подъемной силы крыла. В этом случае ос^акр. Сваливание на крыло наблюдается при существенно несимметричном развитии областей срыва потока на правом и левом полукрыльях. В этом случае самолет опускает нос только после возникновения кренения, т. е. он вначале сваливается на крыло, а затем переходит на нос. Такое сваливание обычно возникает при ас<акр. Опускание носа здесь вызывается нарушением равновесия сил по вертикали (подъемная сила становится меньше веса самолета), а также возникающим при кренении скольжением на опускающееся полукрыло (восстанавливающий аэродинамический момент рыскания, стремясь устранить скольжение, отклоняет нос самолета вниз). Сваливание по спирали возникает в том случае, если перед выходом самолета на углы атаки, близкие к <хс, срыв на обоих полукрыльях был симметричным, а с приближением непосредственно к ас становится несимметричным. Тогда кренение и опускание носа самолета происходят практически одновременно. При таком сваливании ас ^ акр- Значительно способствует выходу самолета на режим сваливания в полете на больших эксплуатационных углах атаки появление угловой скорости крена а>г . Как видно из рис. 3.3, при вращении несущие свойства самолета ухудшаются, он раньше может выйти на критические углы атаки (при <ох Ф 0 значения критического угла атаки и коэффициента подъемной силы меньше, чем при <*>х =0). В этом случае углы атаки сечений у опускающегося полукрыла (в сторону которого происходит кренение) будут возрастать, а у поднимающегося — уменьшаться. Очевидно, что возрастающие углы атаки быстрее достигнут критических величин, а значит, и область срыва возникнет и станет интенсивно расширяться сначала 64 ' ' ' .'.''"'• "'.'• ": . на опускающемся полукрыле. Неодновременность появления и асимметричность развития областей срыва на крыле (эти области на рисунке заштрихованы), вызванные вращением самолета, усиливают дальнейший рост углов атаки; процесс перехода в сваливание ускоряется. <1>х/-0 | / ея ft-U^ —в*н | rVW 4^! I I I 1 <*кр2 1кр1 Рис. 3.3. Изменение несущих свойств крыла при вращении самолета вокруг своей продольной оси Аналогичная картина может наблюдаться и на хвостовом оперении самолета. По знаку угла атаки самолета перед началом сваливания различают нормальное и перевернутое сваливание. Нормальным считается сваливание, возникающее при положительных, а перевернутым — при отрицательных околокритических углах атаки крыла. Перед нормальным сваливанием с нормального режима прямолинейного горизонтального полета летчик находится в положении «головой вверх» (относительно земной поверхности), а перед перевернутым сваливанием (с перевернутого полета)—в положении «головой вниз». Итак, в данном случае исходным режимом нормального сваливания является нормальный, а перевернутого — перевернутый полет, т. е. сваливание и режим, с которого оно происходит, одноименны. Иногда может наблюдаться обратная картина. Так, например, сваливание в результате перетягивания ручки (выхода на положительные околокритические углы атаки) в верхней точке петли Нестерова происходит при положении летчика «головой вниз», однако это нормальное сваливание (угол атаки положительный). Точнее, это нормальное сваливание с режима перевернутого полета. В дан- §§ ном случае сваливание и его исходный режим будут разноименными. Но сваливание в верхней точке петли, наступившее вследствие «зависания» самолета в этой точке (выхода на отрицательные околокритические углы атаки из-за вялого, растянутого выполнения фигуры), будет называться перевернутым. Итак, определять, является ли сваливание нормальным или перевернутым, следует только в зависимости от того, положительный или отрицательный угол атаки был у самолета перед сваливанием, а положение летчика относительно поверхности земли в исходном режиме полета во внимание не берется. Необходимо отметить, что термин «сваливание» применим только к самолету в целом. Поэтому можно говорить, например, о срыве потока с крыла, приводящем к сваливанию самолета, но не о сваливании крыла. Объясняется это тем, что даже с чисто аэродинамической точки зрения причина сваливания выглядит гораздо сложнее и срыв потока с крыла не сам по себе вызывает сваливание. Оно возникает и потому, что при срыве происходит не только перераспределение подъемной силы по кдылу, но и изменение поля скосов потока в области хвостовог® оперения, ухудшение условий интерференции крыла с фюзеляжем и т. п. Характеристики сваливания на нос (симметричное сваливание) зависят от аэродинамического взаимовлияния условий обтекания крыла, фюзеляжа и горизонтального 'оперения, а характеристики сваливания на крыло и по спирали (асимметричное сваливание) — от аэродинамики комбинации крыла, фюзеляжа, горизонтального и вертикального хвостового оперения. Большое влияние на сваливание оказывают инерционные свойства самолета (в частности, разнос масс по самолету). Вообще же на характер сваливания могут влиять самые разнообразные конструктивно-аэродинамические и другие факторы. К основным конструктивно-аэродинамическим факторам можно отнести, например, вид крыла в плане, взаимное расположение крыла и хвостового оперения, геометрическую и жесткостную асимметрию крыла (полукрыльев) и хвостового оперения, расположение места зарождения и характер развития срыва потока, особенности исходного режима, влияние сверхзвуковой скорости и динамических высот. Среди других причин, способствующих изменению характеристик сваливания, можно назвать атмосферную турбулентность (болтанку), обледенение, влияние полетной конфигурации самолета, близости земли, а также ошибки пилотирования при использовании средств механизации, в частности, системы непосредственного управления подъемной силой. 3.2. ВЛИЯНИЕ КОНСТРУКТИВНО-АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ФАКТОРОВ НА СВАЛИВАНИЕ Самолет с прямым крылом при корневом срыве обычно сваливается на нос при резком увеличении продольной устойчивости, при срединном и концевом срывах сваливание происходит на нос 66 с одновременным крененйем (из-за несимметричного развития областей срыва на левом и правом полукрыльях). Сваливание при концевом срыве сопровождается ухудшением или даже полной потерей поперечной управляемости (вначале падает эффективность элерона на опускающемся полукрыле, а затем — на поднимающемся). У самолета со стреловидным крылом место расположения области срыва потока по размаху сильнее влияет на продольное движение (движение тангажа). Наиболее неблагоприятным оказывается концевой срыв, так как он может вызвать появление неустойчивости по перегрузке. На стреловидном крыле при выпуске закрылков значительно перераспределяется подъемная сила по его размаху. Обычно это сопровождается улучшением несущих свойств срединной части полукрыла и перемещением областей срыва к концам крыла. Последнее ведет к возрастанию кабрирую-щих, а при асимметричном срыве — и к увеличению кренящих моментов, способствующих сваливанию. Характеристики сваливания зависят не только от места зарождения срыва потока (например, концевой или корневой срыв), но и от быстроты и характера развития областей срыва на крыле. Срыв потока с крыла практически всегда бывает асимметричным, что приводит к появлению аэродинамических моментов крена и рыскания, ускоряющих процесс сваливания. Причинами такого срыва могут быть влияние геометрической и жесткостной асимметрии конструкции полукрыльев, возникновение скольжения или кре-нения (угловой скорости крена), воздействие гироскопического момента ротора двигателя и др. Из всех этих причин наибольшее влияние на характеристики сваливания самолетов со стреловидными и треугольными крыльями оказывает скольжение. Сваливание таких самолетов обычно происходит по спирали. Объясняется это тем, что при большой скорости несимметричного распространения областей срыва на крыло большой стреловидности и малого удлинения начинают действовать значительные кренящие и заворачивающие аэродинамические моменты. Возникновение этих моментов является следствием неравенства значений как подъемных сил, так и сил лобового сопротивления полукрыльев при несимметричном срыве потока. Чтобы яснее представить себе это явление, предположим, что область срыва появилась раньше на правом полукрыле. При высокой скорости распространения она быстро охватит большую часть верхней поверхности этого полукрыла (срыв станет значительным или полным), тогда как на левом полукрыле подобный процесс еще не начнется. Очевидно, что у правого полукрыла подъемная сила резко уменьшится, лобовое же сопротивление возрастет (у левого полукрыла эти аэродинамические силы еще не изменятся). Результатом такого перераспределения аэродинамической нагрузки по крылу и будет появление больших кренящего (из-за неравенства подъемных сил полукрыльев) и заворачи- 67 бающего (из-за неравенства сил лобового сопротивления) моментов, действующих в данном примере в сторону правого полукрыла. Самолет со стреловидным или треугольным крылом на больших углах атаки обладает более высокой (чем самолет с прямым крылом) поперечной статической устойчивостью (в сопоставимых условиях). Поэтому при кренении самолета с таким крылом возникает значительный восстанавливающий момент, препятствующий развитию движения крена. В результате появляется тенденция к сваливанию на нос, а крены при сваливании будут заметно меньшими. От особенностей сваливания в известной мере зависит безопасность полета. Для ее повышения еще при создании самолета стремятся получить хорошие характеристики этого режима. Хорошими считаются характеристики сваливания, если самолет: — при сваливании опускает нос практически без кренения или с медленным кренением; — сохраняет достаточный запас управляемости и устойчивости после сваливания (входа в сваливание); — обладает своевременно проявляющимися и отчетливо различимыми летчиком предупреждающими признаками приближения сваливания; — имеет приемлемые характеристики выхода из сваливания, например: надежно выводится из режима в результате применения достаточно простых методов пилотирования, при правильных действиях летчика на выводе теряет сравнительно небольшую высоту, в процессе снижения не разгоняется до скоростей (чисел М), превышающих предельно допустимую. К факторам, обеспечивающим безопасность полета, следует отнести и сохранение работоспособности двигателей и оборудования в сваливании и при выводе из него. Необходимо иметь в виду, что определение «хорошие характеристики сваливания» весьма условно и зависит, в частности, от типа и назначения самолета, от субъективного мнения летчика, уровня летного мастерства и т. п. Так, например, для тяжелых (транспортных и пассажирских) самолетов «хорошим» считается сваливание на нос, для маневренных самолетов — сваливание на нос или на крыло, развивающееся постепенно, в процессе которого летчик имеет возможность четко представлять и контролировать пространственное положение самолета и практически в любой момент уверенно вывести его из этого режима. Важную роль в повышении безопасности полета играют различного рода сигнализаторы и автоматические устройства, препятствующие выходу самолета за эксплуатационные ограничения (по углам атаки и скольжения, перегрузкам и т. п.), т. е. на режим сваливания. Режим сваливания в основном характеризуют следующие признаки: — нелинейность протекания зависимости С„ = /(<-) при а^ас', — ухудшение продольной статической устойчивости самолета 68 и эффективности горизонтального оперения (руля высоты) с ростом угла атаки; — падение или практически полная потеря эффективности элеронов; — возникновение предупреждающих признаков приближения сваливания, например аэродинамической тряски конструкции и покачиваний с крыла на крыло, подергиваний рычагов управления; — появление и_ развитие таких отклонений самолета от исходного управляемого режима полета, для парирования которых (угловых скоростей и ускорений) требуется перевод самолета на докритические углы атаки, т. е. на а<ас. У самолета со стреловидным крылом при сваливании ухудшается продольная статическая устойчивость по перегрузке (это может быть и на больших углах атаки еще перед сваливанием), что способствует ускорению развития режима. Иногда такой самолет становится нейтральным или даже неустойчивым по перегрузке. У самолета с прямым крылом устойчивость по перегрузке на больших углах атаки возрастает. Следует отметить, что сваливание еще не означает неизбежного перехода самолета в штопор (если, конечно, летчик правильно и своевременно примет меры для вывода самолета из сваливания). Если же летчик допустит ошибку пилотирования при выводе из сваливания, самолет может попасть в штопор. Но штопор возникает только в том случае, если в процессе развития сваливания самолет выходит на режим самовращения (авторотации). Послесрывное вращение самолета (вращение в сваливании, но до появления авторотации) может продолжаться вплоть до наступления глубокого сваливания. Такое же вращение может наблюдаться и непосредственно (в первые секунды) после прекращения авторотации, т. е. при выходе самолета из штопора. Послесрывное вращение при сваливании с минимальных скоростей (статическое сваливание) как с убранными, так и с выпущенными органами механизации крыла может сопровождаться развитием дивергентного движения рыскания, которое в свою очередь может вызывать дивергентное движение крена. Появление этих движений при опущенном носе самолета, т. е. переход к снижению по крутой спирали неопытный летчик может ошибочно принять за штопор. Послесрывное вращение при динамическом сваливании (сваливание на скорости, значительно большей минимальной при выполнении координированного вертикального маневра) может сопровождаться интенсивным развитием дивергентных движений рыскания и крена. При этом углы скольжения могут превышать 90°, крены достигать 270°, а нос самолета может резко то подниматься выше горизонта, то опускаться ниже его. О поведении самолета при сваливании в основном можно судить по характеру протекания зависимости Cy = f(a) при углах атаки а^ас (рис. 3.4). Чем круче наклон этой кривой, тем резче происходит сваливание и тем вероятней кренение самолета. По ха1- 69 рактеру протекания в области околокритическйх и близких к ним закритических углов атаки кривые Cv = j(a) дозвуковых и сверхзвуковых самолетов существенно различаются. Для кривой Су = =/(«) дозвукового самолета характерны четко выраженный максимум Су и интенсивное изменение этого коэффициента при переходе к закритическим углам атаки, для кривой Cy = f(a) сверхзву- -у тах1 Су max 2 &КР2 Л Рис. 3.4. Типичное протекание зависимости Cy = f(a) у дозвукового (а) и сверхзвукового (6) самолетов кового самолета— плавное протекание в области максимума Су: в широком диапазоне околокритических углов атаки значения Су мало отличаются от Сутах. Эта особенность протекания зависимости Су = /(я) и меньшие (чем у дозвукового самолета) величины Су max объясняются в основном тем, что у сверхзвукового самолета сравнительно малые удлинение и относительная толщина стреловидного крыла и более острая его передняя кромка. На таком крыле значительно раньше (на значительно меньших углах атаки, чем у крыла большого удлинения) возникают области турбулентного потока, затягивающего начало развития срыва на большие углы атаки. Кроме того, на стреловидном крыле малого удлинения меньше и пики разрежения на его верхней поверхности. Поэтому при появлении развитых областей срыва потока пики разрежения сглаживаются и перепад давления (изменение результирующей аэродинамической силы крыла) оказывается меньшим и происходит плавнее, чем у крыла большого удлинения. Таким образом, из сравнения кривых Cy=f(a) видно, что сваливание сверхзвукового самолета происходит плавнее, чем дозвукового самолета с прямым крылом. Влияние формы крыла в плане на положение места зарождения области срыва потока на крыле (в сопоставимых условиях) при выходе на большие углы атаки показано на рис. 3.5. Из рисунка видно, что с увеличением сужения и стреловидности крыла место зарождения срыва смещается к концам крыла. Объясняется 70 это тем, что у стреловидного крыла (при отсутствии аэродинамических гребней, крутки крыла и т. п.) на больших углах атаки возникает перетекание пограничного слоя вдоль крыла-—от корневой его части к концам, особенно вблизи задней кромки. Это приводит к утолщению (набуханию) турбулентного пограничного слоя вблизи концов, что способствует появлению концевого срыва. Рис. 3.5. Изменение положения области зарождения срыва потока (показана клетчатой штриховкой) в зависимости от формы крыла в плане: а — нестреловидное (трапециевидное) крыло большого удлинения X и малого сужения •>,; б — нестреловидное (трапециевидное) крыло с большими А и г>; в — стреловидное крыло с малыми углом стреловидности X и сужением, большим А; г — стреловидное крыло с большими углом I и удлинением и малым TJ; д — треугольное крыло малого удлинения с большим углом X и закругленной передней кромкой Величина угла стреловидности влияет и на картину обтекания (аэродинамический спектр) крыла при срыве, а следовательно, и на характер сваливания. Как видно из рис. 3.6, в спектре при угле стреловидности х = 40° струйки или линии тока в концевой части полукрыла, поворачиваясь против набегающего потока, образуют вихревое течение, занимающее значительную поверхность полукрыла. При угле стреловидности х = 60° линии тока в спектре становятся извилистыми, часть струек отклоняется к концу полукрыла, но завихрений не возникает. Это связано, видимо, с формированием на передней кромке крыла сравнительно устойчивого вихря, за которым сохраняется область относительно безотрывного обтекания. Аэродинамические характеристики самолета при больших углах атаки могут существенно зависеть также и от высоты расположения горизонтального оперения относительно плоскости хорд крыла и удаленности его от задней кромки крыла. Как уже отмечалось, развитие срыва потока на верхней поверхности крыла значительно уменьшает скос потока за крылом. Расположение горизонтального оперения ниже плоскости хорд крыла несколько улуч- 71 шает продольную устойчивость самолета (уменьшается отрицательная подъемная сила горизонтального оперения), вызывая появление восстанавливающих пикирующих моментов (аналогичный эффект достигается приданием горизонтальному оперению отрицательного поперечного V; это как бы делает его расположенным 60° Рис. 3.6. Влияние угла стреловидности крыла на спектр обтекания при срыве потока ниже крыла). При расположении горизонтального оперения выше плоскости хорд уменьшение скоса потока за крылом приводит к возникновению дополнительных кабрирующих моментов. Итак, на крыле с большими углом стреловидности и сужением, малым удлинением при сравнительно малых углах атаки появляется концевой срыв. С увеличением угла атаки область срыва, разрастаясь, распространяется вдоль передней кромки к корневой части (вершине) крыла. При больших углах атаки вдоль передней кромки в области срыва образуется вихревое течение — вихревая пелена, которая свертывается в спиральные вихревые жгуты. Воздушный поток перетекает через эти вихри, и за ними обтекание становится безотрывным. Положение вихревых жгутов зависит от угла скольжения. Эти вихри при больших углах атаки в значительной степени влияют на аэродинамические характеристики крыла. У тонкого треугольного крыла малого удлинения, имеющего острую переднюю кромку с большим углом стреловидности, срыв потока начинается сразу по всей его передней кромке (рис. 3.7). На дозвуковых скоростях полета такой срыв обычно появляется при очень малых углах атаки, на сверхзвуковых — при углах атаки 15—20°. В области срыва формируется вихревое течение. У вершины крыла образуются две спиральные вихревые пелены высокой интенсивности, простирающиеся по потоку вдоль всей перед- 72 ' •• ' ".-'"'' ' ' ''" :"• ;. ' ' . ' ! " ". . '" IL ней кромки крыла. Эти спиральные вихри, расширяясь по мере приближения к основанию (задней кромке) крыла, принимают форму, близкую к конической. Поэтому они и называются коническими или спиральными вихрями. Конические вихри, образовавшиеся в результате свертывания вихревой пелены, сходящей с передней кромки, называются первичными или основными (рис. 3.7). Конические вихри, ядра которых расположены ниже ядер первичных вихрей и ближе к передней кромке, называются вторичными (на рисунке ядра вихрей обозначены точками). Вторичные вихри (вторичный срыв) индуцируются основными вихрями. Они значительно меньше по размерам и имеют вращение, противоположное вращению первичных вихрей. С увеличением угла атаки давление в центре вихревого течения и над крылом заметно понижается. Начиная с некоторого угла атаки вихревое течение разрушается— наступает полный срыв. Резкое изменение характера обтекания объясняется переходом неустойчивого ламинарного течения в устойчивое турбулентное и расширением зоны турбулентности. Такой переход сопровождается значительными пульсациями давления над крылом, появлением кабрирующих моментов, изменением поперечной статической устойчивости и эффективности органов поперечного управления. Если после разрушения вихревого течения происходит быстрое расширение вихревого жгута (последнее, правда, более свойственно крыльям с S-об-разной передней кромкой), то в результате могут возникать значительные кабрирующие моменты, приводящие к выходу самолета на весьма большие закритические углы атаки, т. е. к сваливанию. У крыла с изменяемой в полете стреловидностью (рис. 3.8) несущие свойства значительно изменяются в зависимости от положения крыла. Изменяются и его геометрические характеристики, например, размах, удлинение, относительная толщина и площадь крыла уменьшаются с увеличением угла стреловидности. Угол стреловидности влияет также на кривизну и крутку крыла. Существует важная закономерность: при малых углах стреловидности (большое удлинение) несущие свойства крыла в основном опре- ' '•"''• •. . ' ' . ' & Вид сзади Рис. 3.7. Характер обтекания тонкого треугольного крыла большой стреловидности: а — первичные вихри; б — вторичные вихри деляются характеристиками его профилей, а при больших (малое удлинение)—формой крыла в плане. С переходом крыла от развернутого положения (минимальный угол стреловидности) к положению, соответствующему полному отклонению (максимальный max Рис. 3.8. Самолет с крылом изменяемой в полете стреловидности и положения крыла: а — крыло развернуто полностью; б — крыло в промежуточном положении; а — крыло полностью отклонено назад угол стреловидности), существенно уменьшается Сутах крыла и в первую очередь в результате уменьшения его удлинения. Уменьшается при этом и Су с. Сказанное подтверждается примером влияния удлинения крыла на зависимость Cy=f(a) и угла стреловидности на Су с у самолета с крылом изменяемой геометрии, приведенным на рис. 3.9 (здесь удлинение Xi соответствует наименьшему углу стреловидности, т. е. полностью развернутому крылу, а Хз — макси-' мальному углу х> т. е. крылу, полностью отклоненному назад). Данный пример говорит о том, что с увеличением угла стреловидности 74 •• •• .. -::. vv-:;- -,•• -• • •'..•••.• '•• • ' несущие свойства крыла существенно ухудшаются (Cymaxi 1Э> ^Сутахз); уменьшение Сус становится наиболее заметным начиная с угла стреловидности х~45°. Следовательно, у самолета с крылом изменяемой геометрии на больших углах атаки с увеличе- ъ Сушах/ Vma*J % (X № х Рис. 3.9. Влияние удлинения и угла стреловидности крыла с изменяемой в полете геометрией на его несущие свойства (X! >А2>Хз) нием угла стреловидности вероятность выхода на режим сваливания возрастает. 3.3. ВЛИЯНИЕ ИСХОДНОГО РЕЖИМА ПОЛЕТА НА СВАЛИВАНИЕ 3.3.1. Влияние интенсивности маневра Сваливание самолета при резком маневрировании (например, во время воздушного боя) происходит значительно быстрее, чем при плавном. Чем резче сваливание, тем оно опасней (несмотря на то, что СуС так же, как и Сутах, возрастает с увеличением угла атаки): при быстром сваливании у летчика остается мало времени для парирования сваливания, кроме того, в этом случае самолет неожиданно оказывается в непривычном для летчика пространственном положении (недопустимом в условиях нормальной летной эксплуатации). Резкость сваливания, т. е. интенсивность протекания непроизвольного движения самолета при а^ас в начальный период этого движения в основном зависит от достигнутых при маневре максимальных абсолютных величин углового ускорения крена sxmax и угловой скорости крена % гаах. На характер сваливания могут также влиять и максимальные абсолютные значения угловой скорости рыскания шутах и углового ускорения рыскания бутах. В некоторых случаях, в частности при неустойчивости по перегрузке, весьма сильное влияние на протекание сваливания могут оказывать угловая скорость крена и угловое ускорение тангажа. Сравнение осредненных абсолютных величин ш^та- и ?ттах показывает, что при сходных условиях у современных сверхзвуковых самолетов сваливание протекает медленней, чем у до* ...... .....,, . ,., ;. , . '.,.- ...,,......• .. 75 звуковых. Так, например, при сваливании с высоты примерно 8 км на сверхзвуковом самолете МиГ-21 были получены o>.vmax~0,5 рад/с и ежтах~0,38 рад/с2, а на дозвуковом самолете МиГ-15—• «ж max «1,0 рад/с и ехШах«0,65 рад/с2. Как уже указывалось, объясняется это в основном тем, что у сверхзвуковых самолетов (по сравнению с дозвуковыми), во-первых, плавнее протекает зависимость Cv=f(a) в районе максимума и, во-вторых, при вращении самолета на больших углах атаки преобладает воздействие инерционных моментов, и особенно моментов рыскания и тангажа. Последние и тормозят развитие движения крена, т. е. уменьшают угловые скорость и ускорение крена, вызванные аэродинамическими моментами. Если кривая Cy=,f(a) имеет пологий максимум, то при выходе самолета в процессе плавного торможения в режиме прямолинейного горизонтального координированного полета на околокритические углы атаки может получиться так, что с дальнейшим ростом а будет увеличиваться только лобовое сопротивление, ^ подъемная сила станет уменьшаться и окажется меньше веса самолета—возникнет отрицательное вертикальное ускорение и начнется парашютирование. Если самолет при таких углах атаки устойчив по перегрузке, т. е. на него действует аэродинамический момент на пикирование,' он будет опускать нос, т. е. уменьшать угол тангажа 0. При этом летчику может показаться, что самолет сам стремится выйти на докритический режим (без отклонения ручки управления от себя). И если в этом случае он не отдаст энергично ручку управления от себя, а увеличение угла атаки будет продолжаться (вследствие преобладающего воздействия отрицательного вертикального ускорения влияние аэродинамического пикирующего момента будет слабее), самолет легко может выйти на большие закритические углы атаки, т. е. на сваливание. На рис. ЗЛО показано, как при парашютировании, несмотря на уменьшение угла тангажа, угол атаки увеличивается, возрастает и угол наклона траектории. Итак, общая аэродинамическая картина движения самолета в процессе сваливания выглядит следующим образом. С увеличением угла атаки до акр самолет выходит на Сутак, при дальнейшем росте угла атаки коэффициент подъемной силы уменьшается. Как только подъемная сила станет меньше веса — самолет перейдет в режим снижения. В самом начале снижения, пока еще действует импульс от аэродинамического кабрирующего момента, вызвавшего увеличение угла атаки, одновременно с углом атаки возрастают угол наклона траектории и угол тангажа самолета. Чем резче самолет выходит на большие углы атаки, тем позже начинается снижение (на больших углах атаки), но оно интенсивней протекает (быстрее развивается срыв). При нарушении продольной балансировки в процессе снижения обычно возникает пикирующий момент — самолет начинает опускать нос и угол тангажа уменьшается. С увеличением угла атаки лобовое сопротивление растет, а скорость уменьшается. Это способствует увеличению кру- 76 •• . . • . . - ' ••- ••- ' ' ••• •- • тизны траектории снижения самолета. В начале сваливания быстрее уменьшается подъемная сила (Су) и преобладающее влияние на самолет оказывает кабрирующий аэродинамический момент. Скорость же с ростом лобового сопротивления (С*) падает медленней. По мере дальнейшего падения скорости уменьшение подъемной силы ускоряется. С увеличением околокритических углов атаки начинается очень быстрое увеличение лобового сопро- 6-1 Рис. 3.10. Изменения углов атаки а, тангажа 8 и наклона траектории 8 при парашютировании самолета (а!<аг<аз, #i >#2>^3' |0i| . • • -• • - • '• 77 Сваливание сверхзвукового самолета с режима парашютирования обычно происходит на нос. Если же при этом возникают достаточно большие моменты на пикирование, то самолет может сам, без вмешательства летчика, уменьшить углы атаки, разогнаться и выйти из сваливания (начать пикирование). Весьма резко и со значительными колебаниями протекает сваливание у многодвигательных самолетов при отказе критического двигателя. Особенно резким может быть сваливание в результате воздействия очень сильной взрывной (ударной) волны. У самолета с крылом большой стреловидности, не имеющем противосрывных устройств, в результате срыва потока на концах крыла, находящихся далеко сзади центра тяжести самолета, точка приложения результирующей аэродинамической силы может сместиться вперед настолько, что она окажется впереди этого центра. В этом случае на больших углах атаки появится неустойчивость по перегрузке —самолет начнет непроизвол>но кабриро-вать с большими угловыми скоростью и ускорением тангажа и может быстро выйти на режим сваливания. 3.3.2. Влияние параметров исходного режима Характеристики сваливания могут значительно изменяться в зависимости от параметров исходного режима. К основным параметрам, определяющим условия движения самолета в исходном режиме, относятся скорость (число М), высота полета и нормальная перегрузка. В зависимости от параметров исходного режима все режимы сваливания могут быть разделены на три вида: 1) режим сваливания с минимальной или близкой к ней скорости прямолинейного горизонтального координированного полета—статическое сваливание (Vnp~Vmin. Угол Р = 0)> 2) режим сваливания с координированного вертикального маневра—динамическое сваливание (Vnp^Vmin, Р = 9); 3) режим сваливания с произвольного пространственного маневра при больших приборных скоростях, в общем случае — это сваливание при наличии скольжения и вращения самолета, т. е. сваливание с некоординированного маневра (Vnp^Vmlll, ??=0). Сваливание первого вида (исходная перегрузка nyi = 1) может наступить в результате плавного торможения до выхода самолета на минимальную скорость (на Сус) при достаточно медленном отклонении ручки управления на себя. Такой процесс называется потерей скорости. В этом случае руль направления и элероны находятся в исходном балансировочном положении и отклоняются только для парирования кренения .или разворота (при выходе самолета на большие углы атаки). При данном виде сваливания сверхзвуковой самолет обычно самопроизвольно в штопор не входит, а при отклонении ручки управления от себя до ней- 78 трального или близкого к нему положения сразу переходит в пикирование, возвращаясь на эксплуатационные углы атаки, и управляемость его восстанавливается полностью. Некоторые сверхзвуковые самолеты не сваливаются даже при ручке управления, полностью отклоненной на себя (исходный режим— горизонтальный координированный полет, Vnp~Vmin). Но если появляется скольжение, сваливание в этом случае происходит при существенно меньших углах атаки, протекает более резко и, как правило, сопровождается переходом самолета в штопор. Пример протекания статического сваливания показан на рис. 3.11. Из графика видно, что сваливание произошло при взятии ручки . на себя (угол отклонения руля высоты 8В<0) и отсутствии скольжения (боковая перегруз'ка л =0). В момент возникновения сваливания самолет начал движение по спирали, разворачиваясь влево (угловая скорость рыскания шу >0) с одновременным кренением на левое крыло (угловая скорость крена шд. <0). Все это происходило несмотря на то, что летчик дал правую ногу (угол отклонения руля направления 8И>0) и отклонил ручку управления вправо (угол отклонения правого элерона 8Э<0). Нормальная перегрузка стала возрастать с начала отклонения ручки на себя (непосредственно перед сваливанием). Но из-за малой скорости полета (1/пр~250 км/ч) она увеличилась всего на An ~0,2 (при t~Q с), тогда как отклонение руля высоты (ручки на себя) возросло на Д8В~—10°. Отдача ручки от себя (при t^8 с) сразу же вызвала опускание носа самолета (угловая скорость тангажа шг «—0,15 рад/с) и уменьшение нормальной перегрузки (несмотря на рост скорости полета). При ^~8,5 с летчик возвратил руль высоты в исходное балансировочное положение. Примерно через 1,5 с после этого самолет вышел из сваливания (при ?«10 с)..В процессе сваливания потеряно около 300 м высоты и достигнуты ci>.vmax~—0,4 рад/с и шутах-0,25 рад/с. Сваливание второго вида — с координированного вертикального маневра без скольжения при Упр^5- Vmm (динамическое сваливание) — происходит .значительно резче, чем при потере скорости (при сваливании первого вида — с горизонтального полета при Fnp~Vmin и Р = 0). Объясняется это большими аэродинамическими силами и моментами, действующими на самолет при больших приборных скоростях (скоростных напорах) полета. Такое сваливание может возникнуть, в частности, из-за перетягивания ручки управления при нейтральном (исходном балансировочном) положении руля направления и элеронов. Пример динамического сваливания приведен на рис. 3.12 (относится к тому же самолету, что и предыдущий пример). В данном случае сваливание произошло на V^p~500 км/ч при боковой перегрузке nz =0. Нормальная перегрузка при сваливании возрастала уже на А/г >3, в процессе сваливания были достигнуты шатах~1,3 рад/с и ' ' •' . - • ••-... '.''; : • "-' . 79 Wymax — — 0,8 рад/с. Сваливание привело к переходу самолета в штопор (с момента /~19 с). Рис. 3.11. Сваливание с режима прямолинейного горизонтального координированного (без скольжения) полета в результате потери скорости t,c Рис. 3.12. Сваливание с вертикального маневра При выходе на большие углы атаки у некоторых самолетов возникает предупреждающая аэродинамическая тряска или покачивания с крыла на крыло. Эти явления служат надежным признаком, по которому летчик может судить о приближении режима сваливания. 80 Чем больше исходная приборная скорость (число М) сваливания, т. е. чем больше высота полета при той же приборной скорости сваливания, тем раньше (на меньших углах атаки) возникает предупреждающая аэродинамическая тряска и тем она интенсивнее. У сверхзвуковых самолетов перед сваливанием с малых cKopocreff (чисел М) предупреждающая тряска обычно не возникает, а при сваливании с околозвуковых скоростей она весьма значительна. Предупреждающая тряска у сверхзвукового самолета проявляется слабее, чем у дозвукового (при одинаковом исходном режиме полета), так как у первого ниже интенсивность пульсаций давления при срыве потока (крыло малого удлинения) и жестче конструкция крыла. Сильная тряска возникает при совпадении частот пульсаций давления при срыве (аэродинамических пульсаций) и изгибных колебаний крыла. У современного сверхзвукового самолета со стреловидным и особенно с треугольным крылом при увеличении угла атаки предупреждающая тряска на сравнительно больших числах М появляется, как правило, задолго до сваливания. Но несмотря на это, иногда можно продолжать увеличение угла атаки и после выхода на угол атаки начала тряски ат (не допуская, однако, опасного приближения к углу атаки сваливания ас), так как еще остается запас по углу атаки (ат<аДОп), т. е. тряска возникла на эксплуатационном режиме полета. Если в этом случае ограничиться достижением от, маневренные возможности самолета значительно сузятся. У некоторых же само- 4 М. Г, Котик, В. В. Филиппов Рис. 3.13. Сваливание с левого некоординированного виража 81 летов еще до выхода «а ат возникают нежелательные явления в поведении и пилотировании (непроизвольное дивергентное движение рыскания и т. п.). Тогда выбирается адоп'Са-. Для самолетов, у которых предупреждающая тряска проявляется своевременно и достаточно интенсивно (ощутимо для летчика), принимается ядоп=ат (это, естественно, наиболее приемлемый вариант). Самым резким и неравномерным является третий вид сваливания — с больших приборных скоростей при наличии скольжения и вращения самолета (некоординированный маневр). В качестве примера такого режима можно привести сваливание с левого виража из-за перетягивания ручки при внутреннем скольжении, т. е. при скольжении на левое, внутреннее, полукрыло. В этом случае, т. е. при внутреннем скольжении, эффективная стреловидность у левого полукрыла уменьшится, а у правого — возрастет. Тогда подъемная сила у левого полукрыла увеличится, у правого же, наоборот, уменьшится. В результате быстрого перераспределения подъемной силы по крылу самолет начнет вращаться (крениться) вправо, т. е. направление вращения изменится п произойдет резкое сваливание уже на наружное (в данном примере— на правое) полукрыло. В приведенном на рис. 3.13 примере показано сваливание с левого виража из-за внутреннего скольжения и перетягивания ручки. Сваливание произошло на Упр^ЗбО км/ч. Оно протекало очень неравномерно, с большими колебаниями самолета. Так, например, угловая скорость крена «^ при входе в сваливание изменялась с +0,3 до —0,3 рад/с примерно за секунду, т. е. угловое ускоре-аие крена достигало 0,6 рад/с2, при этом были получены максимальные угловые скорости крена о*-max» 2,0 рад/с и рыскания <% max» 1,0 раД/С. Таким образом, сваливание с виража в результате перетягивания ручки управления при скольжении носит резко выраженный колебательный характер и происходит с переменой направления вращения самолета. Если самолет после этого попадает в штопор, то направление штопора оказывается обратным направлению виража. Сваливание с некоординированного маневра, выполняемого на большой Vnp, протекает тем резче и неравномернее, чем быстрее и на большую величину в единицу времени будут изменяться скорость, углы атаки и скольжения и другие параметры полета. 3.4. ОСОБЕННОСТИ СВАЛИВАНИЯ НА БОЛЬШОЙ СВЕРХЗВУКОВОЙ СКОРОСТИ И ДИНАМИЧЕСКИХ ВЫСОТАХ Современные сверхзвуковые самолеты могут сваливаться и на больших сверхзвуковых скоростях (числах М) полета. В некоторых случаях сваливание возможно и на таких сверхзвуковых числах М, при которых полное отклонение ручки управления на себя 82 в установившемся прямолинейном координированном полете балансирует самолет только при значениях Су<^Сус. Иными словами, при числах М ;§> 1 даже полное взятие ручки управления на себя (полное отклонение руля высоты вверх) приводит к выходу самолета на а<С«с. Объясняется это падением эффективности продольного управления на таких числах М полета. Сваливание самолета на больших сверхзвуковых скоростях (числах М;Э>1) происходит в основном из-за ухудшения путевой статической устойчивости. Поэтому, во-первых, возможно развитие интенсивного движения рыскания с большими углами скольжения; тогда в результате несимметричности срыва сваливание может наступить при Cy Упред, ограничивающейся предельным скоростным напором. Поэтому для них при полете в болтанку остается действительным ограничение по Упрея. Итак, при полете в турбулентной атмосфере сваливание может наступить в основном под воздействием на самолет вертикального порыва ветра (потока), т. е. в этом случае решающую роль играет вертикальная составляющая скорости перемещения воздушной массы. Влияние же горизонтального порыва ветра на поведение самолета незначительно. Поэтому сваливание под влиянием такого порыва возможно лишь на скоростях, весьма близких к скорости сваливания. Скорость вертикального порыва, при которой возникает сваливание, можно приближенно определить, воспользовавшись для примера рис. 3.14. Предположим, что самолет, летевший со скоростью V и углом атаки он, попал в восходящий вертикальный порыв, имеющий скорость W. Тогда под его воздействием угол атаки 85 увеличится на Д^ и станет a2 = ai + Да, возрастет и скорость полета— она будет l/Typ6= V-f- W. Величина приращения угла атаки определится из следующего выражения: , . W tg Да = -v • Рис. 3.14. Влияние вертикального порыва на угол атаки самолета Очевидно, для того, чтобы самолет вышел на режим сваливания (на а0), исходный угол атаки а\ под влиянием восходящего потока должен возрасти на Аа^ Аас (здесь Дас = ас—он), а скорость этого потока должна быть не менее U7c = VtgAac. Из приведенного примера можно видеть, что с увеличением скорости полета (числа М) в общем будет расти и скорость вертикального потока Wc, при которой самолет может выйти на «с. Однако под усиливающимся влиянием сжимаемости воздуха <хс будет уменьшаться, притом интенсивнее, чем будет возрастать скорость полета, а с некоторого числа М начнет падать и скорость Wc. Отсюда следует, что каждой высоте полета самолета будет соответствовать определенный диапазон скоростей (чисел М) полета, при котором величина WG оказывается максимальной. Это необходимо учитывать при выборе скорости (числа М) и высоты полета, обеспечивающих безопасность полета в условиях сильной болтанки (особенно на малых высотах). Иными словами, чтобы в этих условиях не допустить непроизвольного выхода самолета на ас, нужно выбирать такие высоту и скорость полета, при которых Wc будет наибольшей. Сваливанию самолета может весьма существенно способствовать обледенение. На больших углах атаки даже сравнительно слабое обледенение заметно ухудшает несущие свойства самолета. Обледенение крыла при-водит к падению подъемной силы самолета, а обледенение хвостового оперения —к значительному ухудшению управляемости. О степени влияния обледенения на аэродинамические характеристики можно судить хотя бы по тому, что при появлении на передней кромке крыла ледяного нароста (в виде «ножа») толщиной всего 10—15 мм (малоинтенсивное обледене- 86 °У> #, •КР2 axpi of* or Рис. 3.15. Влияние обледенения передней кромки крыла на его несущие свойства: / — крыло без обледенения; 2 — крыло С обледенением ние) подъемная сила уменьшается на 15—25%, а критический угол атаки самолета — на 20—30% (иногда и на большую величину). Как видно из рис. 3.15, обледенение вызывает уменьшение Cj/max и акр. При значительном обледенении плавность протекания кривой Cy = f(a,) в области Сутах нарушается и с переходом на закритические углы атаки несущие свойства крыла резко ухудшаются (Су резко падает). Все это способствует более раннему возникновению сваливания и усилению его интенсивности. Наиболее опасно обледенение стабилизатора, особенно его передней кромки. Срыв потока с обледеневшего стабилизатора обычно сопровождается интенсивной тряской хвостового оперения. При значительном обледенении стабилизатора резко ухудшается управляемость самолета, может появиться неустойчивость по перегрузке, увеличивается вероятность сваливания и сильно затрудняется (а иногда становится невозможным ) вывод самолета из сваливания. Особенно опасным может оказаться обледенение стабилизатора при заходе на посадку с выпущенными закрылками, когда угол атаки стабилизатора приближается к отрицательному критическому значению. Возникающие при этом срывы потока на нижней поверхности стабилизатора уменьшают его отрицательную подъемную силу, создающую момент на кабрирование. У самолета появится тенденция к непроизвольному уменьшению угла тангажа. Она может усиливаться при попытке летчика исправить расчет на посадку «подтягиванием», если с увеличением тяги двигателей начнут действовать дополнительные пикирующие моменты, суммирующиеся с пикирующими моментами от выпущенных закрылков. При этом самолет будет делать непроизвольные «клевки», т. е. резкие опускания носа. Интенсивность «клевков» только возрастет, если летчик станет парировать их (сохранять угол тангажа самолета) отклонением ручки управления на себя. В результате срыв с нижней поверхности стабилизатора усилится, так как увеличится отрицательный угол атаки (который из-за обледенения уже стал околокритическим), и может наступить сваливание. Наиболее часто встречаются три вида (формы) обледенения передних кромок несущих поверхностей самолета (рис. 3.16): гладкий ледяной нарост, ледяной «нож» и «двурогое» (или «двугорбое») льдообразование, Первый вид обледенения возникает ••• -• — 8/ обычно при температуре наружного воздуха от нуля до минус 5'"'С; при этом прозрачный слой льда на поверхности носка крыла (оперения) образуется в результате оседания переохлажденных водяных капель; второй и третий — при температуре от минус 5 до минус 10° С, в этом случае на носке крыла (оперения) оседает смесь переохлажденных водяных капель со снегом и возникает нарост полупрозрачного шероховатого льда. <Г в М Рис. 3.16. Виды обледенения кромки крыла: а — гладкий ледяной нарост; б — ледяной «нож»; в—«двурогое» («двугорбое») льдообразование Устраняется обледенение своевременным включением противо-обледенительной системы самолета или увеличением скорости полета. Необходимо отметить, что сваливанию при обледенении иногда способствует привычка летчика выдерживать определенный угол тангажа, тогда как в данных условиях этот угол следует уменьшать, а тем более, если в результате обледенения входных каналов уменьшилась тяга двигателя. 3.6. ВЛИЯНИЕ НА СВАЛИВАНИЕ ПОЛЕТНОЙ КОНФИГУРАЦИИ САМОЛЕТА Полетная конфигурация современных самолетов может существенно изменяться в результате применения взлетно-посадочной механизации крыла, воздушных тормозов, наружных подвесок под крылом или фюзеляжем, крыла с изменяемой геометрией в полете, системы непосредственного управления подъемной силой и др. 3.6.1. Влияние механизации крыла Органы механизации крыла обычно располагаются у его задней и передней кромок. К органам механизации задней кромки относятся простые и щелевые закрылки, закрылки Фаулера, двухщелевые закрылки Фаулера и др. Их применение улучшает несущие свойства крыла при неизменном угле атаки в основном вследствие увеличения кривизны профиля крыла. При выпуске закрылков срыв потока возникает обычно при относительно небольших углах атаки, но область срыва не распространяется дальше закрылков до больших углов отклонения. Максимальной подъемная сила получается непосредственно перед полным срывом потока с крыла, или когда область срыва перемещается с закрылков и начинает захватывать 88 верхнюю поверхность крыла, или когда возникает срыв с передней кромки крыла (носовой срыв). Выпуск закрылков обычно сопровождается появлением дополнительного пикирующего момента. К органам механизации передней кромки относятся щитки Крюгера, щели у передней кромки, отклоняемый или отогнутый вниз носок крыла, предкрылки и др. При использовании этих органов увеличивается максимальная подъемная сила без существенного роста лобового сопротивления. В результате срыв с передней кромки затягивается на большие углы атаки — увеличиваются критические углы атаки. С отклонением -носка крыла вниз увеличивается кривизна носовой части профиля, вследствие чего область срыва потока может смещаться с передней кромки на заднюю, т. е. носовой срыв перейдет в хвостовой. Механизация передней кромки позволяет увеличить Судоп примерно на 0,2—0,3. Ее применение вызывает возникновение дополнительного кабри-рующего момента. Оптимальной является безмоментная механизация крыла, применение которой не требует перебалансировки самолета (это может быть, например, при выпуске щелевых закрылков одновременно со щитками Крюгера), т. е. не приводит к появлению дополнительных моментов тангажа. О влиянии механизации крыла на сваливание можно судить в основном по характеру протекания зависимости Cy = f(a) на больших углах атаки, а также по изменению моментов, действующих на самолет. Как правило, сваливание с выпущенными органами механизации протекает значительно резче, чем с убранными (аналогичное влияние на сваливание оказывают наружные подвески под крылом или фюзеляжем самолета). Объясняется это следующими причинами. Во-первых, чем лучше несущие свойства крыла (•больше Су), тем больше будут вихревые потери подъемной силы при срыве потока, что приведет к появлению значительных моментов, действующих на самолет при сваливании. Во-вторых, при затягивании начала срыва на большие углы атаки срыв развивается резче (особенно при большой кривизне профиля крыла). В-третьих, с выпуском, например, закрылков улучшаются несущие свойства и возрастают критические углы атаки срединных сечений крыла, что влечет за собой возникновение концевого срыва, а следовательно, и появление значительных дополнительных кабрирую-щих и кренящих моментов, т. е. усиление резкости сваливания. Интенсивность сваливания при использовании органов механизации крыла усиливается в случае отклонения элеронов, так как увеличивается асимметрия расположения областей срыва, что способствует кренению самолета. Движение крена ускоряется с уменьшением высоты полета (при концевом срыве). Для устранения концевого срыва на крыле применяют аэродинамические гребни (шайбы, перегородки), устанавливаемые вдоль набегающего потока (обычно в средней части каждого полукрыла), предкрылки (обычно щелевые), концевые части крыла набирают из профилей с повышенными несущими свойствами, а корневые—из профилей, с обратной кривизной, делают выступ т («зуб») на передней кромке каждой концевой части крыла и отгибают носок крыла вниз, устанавливают турбулизаторы в средней части крыла и др. 3.6.2. Влияние изменения геометрии крыла У самолета с крылом изменяемой в полете геометрией характер движения перед сваливанием и в начале его в основном зависит от исходного угла стреловидности. В процессе развившегося сваливания влияние измене- -** ния угла стреловидности на nfjT_f* - протекание режима сказы- вается весьма слабо (практически оно не заметно). У &допf самолета с таким крылом (например, у самолета F-111) выход на околокри-_______________ тические углы атаки сопро- 30 го] ю 0 20 «0 gp x" вождается появлением ди- _ „,_ г, вергентного (апериодически Рис. 3.17. Влияние угла стреловидности няпягтярлтпрггИ ЛВИЖРНИЯ крыла х на угол атаки начала дивергент- нарастающего) движения ного движения рыскания ~д.р и предельно рыскания, а в некоторых допустимый угол атаки адоп случаях и дивергентного движения крена. На рис. 3.17 показаны (для этого же самолета) зависимость угла атаки начала дивергентного движения рыскания ад.р от угла стреловидности крыла х и ограничения по оДОп, выбираемые с необходимым запасом относительно ад.р. Как видно из графика, с увеличением угла стреловидности заметно возрастает и <-д.р. Это дало возможность несколько расширить диапазон эксплуатационных углов атаки при больших углах стреловидности крыла. Влияние стреловидности на несущие свойства крыла с изменяемой в полете геометрией при большом дозвуковом числе М показано на рис. 3.18. Из графика видно, что зависимость Cy — f(a) при малом угле стреловидности (кривая для х»25°) характеризуется относительно высоким темпом (большим градиентом) нарастания подъемной силы и сохранением линейности протекания этой зависимости вплоть до сравнительно больших углов атаки. Последнее свидетельствует о наличии безотрывного обтекания, малого лобового сопротивления и хорошей устойчивости самолета. Но по достижении <-Ti темп нарастания Су резко падает (из-за вихревых потерь). Объясняется это появлением интенсивного срыва потока, в результате чего значительно возрастает лобовое сопротивление и ухудшается устойчивость самолета. Поэтому при малых углах х эксплуатационные углы атаки адоп<ать При большом угле стреловидности крыла (кривая для х«70°) градиент нарастания подъемной силы тоже увеличивается по мере роста угла атаки. Этот рост становится особенно заметным начиная с угла атаки о-г, при котором образуются кониче- 90 ские вихри на передней кромке крыла и обычно возникает легкая тряска. Большая стреловидность используется при сверхзвуковом полете. Таким образом, с увеличением угла атаки различия в изменении несущих свойств крыла с большой и малой стреловидностью заключаются в следующем. При большой стреловидности Рис. 3.18. Влияние угла стреловидности крыла на его несущие свойства (области вихревых потерь и приростов подъемной силы заштрихованы) раньше возникает носовой срыв, вызывающий появление системы первичных и вторичных конических вихрей. При малом угле стреловидности вихреобразоваиие уменьшает подъемную силу, а при большом — увеличивает ее (заштрихованные области на графике). В первом случае появление тряски свидетельствует о начале потерь подъемной силы (при a-i), во втором — о начале дополнительного ее прироста (при а-а). В практике часто выполняются полеты и при средних положениях крыла (со средними углами стреловидности), т. е. на околозвуковой скорости. Поэтому важно ознакомиться с особенностями изменения несущих свойств и поведения самолета с крылом изменяемой геометрии и при таких углах стреловидности. На рис. 3.19 для этого случая показано протекание зависимости Су = =/(<х) и отмечены углы атаки, которым соответствуют характерные особенности в поведении самолета. Как видно из графика, коэффициент Су имеет два максимума: один — при угле атаки as, другой — при ац (критический угол атаки). При угле атаки ai возникает небольшая тряска. Начиная с а.2 крен создается только осторожным отклонением руля направ- '..... ' ''" " ' - ' ' ' - 91 ления, применение элеронов может вызвать преждевременное начало самопроизвольного движения рыскания. Угол атаки а3 — оптимальный для маневрирования самолета. При а4 срабатывает тактильная сигнализация (например, на педалях), предупреждающая о приближении срывного режима. Углы о>а4 — неэксплуатационные. По достижении as (первый максимум Су) начи- Су , , I flj ' ' ' I , -<ц—^Ш—u^d___J *Г<*2 «J«4«5<*7 0, 6в > 0; 2-кривая для г в шах < °. 6в max < ° (ручка полностью взята на себя, руль высоты отклонен полностью на кабрирование) высоты) изменяются в значительной степени. При этом каждому положению ручки (руля высоты) будет соответствовать своя кривая Cy = f(a). На рис. 3.21 показаны такие кривые для пяти характерных положений ручки управления. / '-^Ч 0); 2 — ручка в положении между нейтрально и полностью от себя (0 < х < -4- хв шах!; 3 — ручка в нейтральном положении (^ ""О); < — ручка в положении между нейтрально и полностью на себя (0 > *в > — *в тах)! 5 — ручка отклонена полностью на себя ('в max < °) Особенности влияния СНУПС на подъемную силу самолета можно видеть из следующего примера. Допустим, что самолет в полете с углом атаки ал был сбалансирован при нейтральном положении ручки управления (хв = 0, точка А на кривой 3). При отклонении ручки управления на себя самолет вышел на угол атаки «В><-А (точка В на кривой 4), что привело к увеличению подъемной силы самолета (СуВ>Сул). В результате образуется располагаемый прирост Су для маневрирования: АСуМан= СуВ—Су А. Этот прирост Су можно использовать для создания перегрузки. Но при этом запас по Су от сваливания существенно уменьшится (по сравнению с тем, что было бы п-ри полете без СНУПС) и в точке В достигнет значения ДСусВ = Су тах 4 — СуВ, т. е. ДСус8будет меньше ДС в,. Уменьшится и запас по углу атаки от сваливания до величины Аасв = окр4 — ав, что меньше ДасД, = акрз — ав. Для сравнения рассмотрим, как будут изменяться несущие свойства самолета при тех же исходных условиях, но без применения СНУПС, т. е, только под влиянием отклонения руля вы- •' ' ~ '•'" ; : "•• " "......." •-.-..-..-.•• -.•..•;;•- •••••-.....• ft соты. В этом случае самолет при отклонении ручки управления nd себя, т. е. при- переходе с ал на больший угол атаки, выйдет на ав в точке В', лежащей на той же кривой, что и точка А. Это тоже приведет к увеличению (но меньшему) подъемной силы и появлению прироста \С'умт = СуВ, — СуА, сокращению запаса по Су от сваливания, т. е. от сваливания С. у max 3 •С. уВ'' ЛСусй' < ДСусА , и запаса по а Рис. 3.22. Влияние близости земли на несущие свойства самолета т. е. «Кр3 — ав — Д«сй, < ДасЛ. Из сравнения изменения этих аэродинамических характеристик при использовании СНУПС и без него нетрудно видеть, что --CycSti — -Ь— 4- Jv^j-^4-1 ! чь:<г • I ^ т ?-_L'__j_---------1__1-------Ъ^ ! 4- -А- МаМттбоп! Мс3 Мттдоп3 ММАН М Рис. 4.1. Изменение запаса по Су от сваливания в зависимости от высоты полета и удельной нагрузки руд на крыло сверхзвукового самолета; кривые CV=/(M): 1 — для малых высоты и нагрузки на крыло; 2 — для малой высоты и большой нагрузки на крыло; 3 — для больших высоты и нагрузки на крыло 4) неблагоприятные особенности устойчивости и управляемости (неустойчивость по скорости и по перегрузке на больших углах атаки и др.), а также специфика поведения самолета в особых случаях в полете; 5) большой разнос масс по продольной оси самолета (по сравнению с разносом у дозвукового самолета) и в соответствии с этим значительное возрастание инерционных моментов, действующих на сверхзвуковой самолет при вращении в сваливании. Это вызывает увеличение расхождения (угла ср) между осью вращения и вектором скорости полета (у дозвукового самолета угол ср меньше —рис. 4.2). Указанная особенность приводит к резким изменениям углов атаки и скольжения при сваливании, а следовательно, и к значительному усилению неравномерности движения самолета в режиме; 6) выраженное влияние скольжения на аэродинамические характеристики стреловидного или треугольного крыла. Даже появление небольшого скольжения может существенно ухудшить несу- 99 nine свойства такого-крыла (рис. 4.3), а следовательно, уменьшить и запасы по .сваливанию ЛСус и До*. У дозвуковых самолетов с прямым крылом такое влияние сказывается значи- Рис. 4.2. Положения оси вращения самолета относительно вектора скорости полета у дозвукового (а) и сверхзвукового (б) самолетов (Ох\ — продольная ось самолета, Оха — ось вращения) тельно слабее. Этим и объясняется, что сверхзвуковые самолеты могут сваливаться на меньших углах атаки (при скольжении), чем дозвуковые самолеты с прямым крылом, несмотря на то, что \ 'млн Рис. 4.3. Влияние угла скольжения р на Са начала сваливания сверхзвукового самолета с треугольным или стреловидным крылом: / — полет без скольжения; 2 — полет с малым углом скольжения (5; 3 — полет с большим углом р у первых критические углы атаки при полете без скольжения обычно значительно больше. Одной из причин более сильного влияния скольжения на аэродинамические характеристики стреловидного крыла (по сравнению с прямым) является повышенное воздействие скольжения на 100 картину обтекания( распределение давления по крылу). Опо заключается в том, что с появлением даже сравнительно небольшого скольжения (малые углы |3) усиливается перетекание пограничного слоя вдоль размаха крыла. Это ускоряет набухание пограничного слоя «а концах крыла и, следовательно, появление областей малоустойчивого или даже неустойчивого обтекания, приводящего к появлению концевого срыва. Даже сравнительно слабые изменения угла р приводят к заметному изменению картины обтекания. Другая причина выраженного влияния скольжения на развитие сваливания состоит в том, что с появлением скольжения происходит неодинаковое изменение эффективного удлинения и эффективной стреловидности полукрыльев. Это приводит к появлению заметной разницы между аэродинамическими характеристиками полукрыльев, к увеличению асимметрии распределения областей срыва по крылу и, следовательно, к усилению тенденции самолета к кренению и развороту при сваливании. В противовес указанным существует ряд факторов, уменьшающих склонность сверхзвуковых самолетов (по сравнению с дозвуковыми) к сваливанию. Из них можно назвать, например, такие, как более плавное протекание зависимости Cv—f(a.) в области околокритических углов атаки и увеличение акр, увеличение балансировочных отклонений ручки управления (руля высоты) на больших углах атаки. Из-за увеличения потребных отклонений ручки управления непроизвольное сваливание при малых (близких или равных Vmin) скоростях прямолинейного горизонтального полета без скольжения на небольших высотах в нормальных эксплуатационных условиях у сверхзвуковых самолетов встречается значительно реже, чем у дозвуковых. Из сказанного можно сделать следующий вывод: факторов, способствующих попаданию сверхзвукового самолета на критический режим, не меньше, чем причин, выводящих на этот режим дозвуковой самолет. 4.2. ПРЕДОТВРАЩЕНИЕ СВАЛИВАНИЯ Одним из важных методов обеспечения хорошей «сопротивляемости» самолета сваливанию является достижение конструктором высоких характеристик устойчивости и управляемости. Такой самолет может выходить на околокритические режимы и сваливаться только при очень грубых ошибках пилотирования или под воздействием весьма сильных внешних возмущений. Хорошие устойчивость и управляемость расширяют маневренные возможности самолета, повышают точность пилотирования, а значит, и безопасность полетов, и боевую эффективность самолета. Как известно, управляемостью самолета называется его способность выполнять по желанию летчика (в ответ на его действия рычагами управления) любой маневр, предусмотренный 101 условиями летной эксплуатации самолета данного типа, при наименьшем психофизиологическом напряжении летчика. Устойчивость самолета— это его способность самостоятельно, без вмешательства летчика, сохранять заданный режим полета или движения по земле (на взлете и посадке) и возвращаться к исходному режиму после непроизвольного отклонения от него под действием внешних возмущений. На неуправляемом самолете летать невозможно. На неустойчивом— летать в принципе возможно (практически нельзя, например, при неустойчивости по перегрузке на больших углах атаки), однако это трудно и иногда опасно, требует непрерывного вмешательства летчика в управление для парирования внешних возмущений, а следовательно, и очень больших затрат его психофизиологической энергии. Поэтому обеспечение хорошей управляемости является первоочередной задачей с точки зрения предотвращения сваливания и повышения боевой эффективности самолета. Управляемость тесно связана с устойчивостью самолета. Хорошая устойчивость — залог хорошей управляемости (условие необходимое, но еще не достаточное). Устойчивый самолет сохраняет известную невосприимчивость к воздействию слабых возмущений (обладает достаточной «плотностью хода» или «плотно сидит в воздухе»), а на воздействие сильных возмущений отвечает быстрым восстановлением нарушенного исходного режима полета. Хорошая устойчивость — необходимое условие предотвращения непроизвольного выхода самолета за предельный режим. Для хорошей управляемости характерны простые, соразмерные, легко выполнимые и контролируемые в полете отклонения рычагов управления, а также строгая соразмеренность ответной реакции самолета на эти отклонения: не слишком резкая, но и без заметного запаздывания и медленно затухающих колебаний самолета. На неустойчивом самолете для перехода с одного установившегося режима полета на другой летчик должен после отклонения рычага управления в направлении, требуемом для выполнения этого маневра, тотчас же возвращать этот рычаг в исходное положение и даже отклонять его в противоположную сторону, чтобы прекратить быстро развивающееся возмущенное движение самолета. На нейтральном и малоустойчивом самолетах требуются такие же двойные (поступательно-возвратные) движения рычагами управления, но только в меньшей мере. После завершения маневра на нейтральном самолете летчик должен возвращать рычаги управления в исходное положение, а на устойчивом — оставлять их в отклоненном положении. На достаточно устойчивом самолете двойные (поступательно-возвратные) действия рычагами управления практически не требуются, а характер действий рычагами весьма прост. У такого самолета быстрее реакция на действия летчика (меньше запаздывание с ответной реакцией на отклонение рулей). Все это облегчает контроль за режимом полета и дозировку потребных откло- 102 нений рычагов управления, заметно разгружает внимание летчика и уменьшает затраты его энергии. Итак, очевидно, что, чем лучше устойчивость, тем лучше и управляемость самолета, а значит, тем больше возможностей для предотвращения сваливания. О важности и необходимости решения вопросов предотвращения сваливания говорит такая особенность поведения самолета в режиме. Сваливание в большинстве случаев происходит неожиданно для летчика и сопровождается потерей (частичной, а иногда и полной) управляемости самолета. Фактор неожиданности и ощущение потери управляемости делают этот режим весьма опасным. После сваливания, как уже указывалось раньше, возможен переход самолета в пикирование (наиболее благоприятный вариант), в спираль или в штопор. В штопоре управляемость самолета значительно ухудшается (по сравнению с управляемостью на эксплуатационных режимах полета), однако, как правило, она остается достаточной для надежного вывода самолета из этого режима (при правильном пилотировании). В спирали управляемость самолета через некоторое время практически полностью восстанавливается (если летчик не допускает грубых ошибок пилотирования). -В обоих случаях (при переходе в спираль и особенно при попадании в штопор) теряется большая высота, что, естественно, наиболее опасно при малой исходной высоте сваливания. Фактор неожиданности и ощущение потери управляемости могут оказаться более важными вопросами, решаемыми при выборе рекомендуемых методов вывода самолета из сваливания, чем потеря высоты на выводе. Поэтому действия летчика по выводу самолета из сваливания по возможности должны быть предельно простыми. Если сваливание произошло на большой скорости, возможно превышение максимальной эксплуатационной перегрузки (появление остаточных деформаций или даже поломок конструкций), а при переходе после сваливания в спираль — предельно допустимых числа М и скоростного напора. Если будет свалившие на малой высоте, например, при заходе на посадку, то самолет будет снижаться с большой вертикальной скоростью и может подойти к земле с большим креном, что может привести к аварии (поломке крыла и т. д.). Следует отметить одну характерную и очень опасную ошибку пилотирования: попытку прекратить снижение самолета, движущегося после сваливания по спирали, отклонением ручки управления на себя. В этом случае самолет начинает вращаться еще быстрее, увеличится и скорость снижения (но не уменьшится!). Появление такой ошибки весьма вероятно потому, что при снижении сверхзвукового самолета по такой спирали летчику труднее заметить вращение (мала угловая скорость), чем на дозвуковом самолете. Поэтому следует вновь подчеркнуть важную роль в предотвращении попадания самолета на неэксплуатационный режим полета естественных и искусственных признаков, а также индикаторов и сигнализаторов, заблаговременно предупреждающих летчика о ЮЗ приближении опасного режима, или устройств, автоматически препятствующих выходу самолета на этот режим. Это помогает летчику увереннее пилотировать самолет, полнее используя все его маневренные возможности. Необходимость применения на сверхзвуковых самолетах средств предупреждения летчика о приближении к критическим режимам (индикаторов, сигнализаторов и т. п.) связана с тем, что, как уже говорилось, у.этих самолетов (по сравнению с дозвуковыми), во-первых, слабо проявляется, очень рано или слишком поздно (перед самым сваливанием) возникает или вовсе отсутствует аэродинамическая тряска (основной естественный предупреждающий признак) и, во-вторых, величины С,;с и ас уменьшаются с увеличением скорости (числа М) под влиянием сжимаемости воздуха. Работа средств индикации и сигнализации может быть основана на замере угла атаки или Су. Кроме того, при выработке предупреждающей информации должны учитываться величины угла скольжения |3, числа М, угловые скорости крена и тангажа и др., так как в области околокритических углов атаки на характер протекания зависимости Cy*=f(a) значительное влияние оказывают скольжение, сжимаемость и прочие факторы. 'Предупреждение о выходе на околокритические режимы полета летчик должен получать заранее, в частности при скорости, превышающей скорость сваливания (запас по скорости) не менее чем на 5—10%, или при угле атаки, меньшем <хс на Аас~3-н4° (запас по углу атаки). Величины запасов по скорости и углу атаки выбираются для конкретного типа самолета в зависимости от характеристик его устойчивости, управляемости и особенностей пилотирования на околокритических режимах, а также и от параметров исходного режима полета (например, темпа отклонения летчиком ручки управления на себя или скорости нарастания угла атаки самолета). Эти запасы можно при необходимости увеличивать (например, при неустойчивости самолета по перегрузке на больших углах атаки) либо уменьшать (например, при достаточной степени продольной статической устойчивости самолета по перегрузке, а также резком нарастании усилий и потребных отклонений ручки управления при выходе на режим а<:). На малых высотах запас по углу атаки в основном определяется: при малых скоростях полета — величиной Д<~с = ас— адоп, а при больших скоростях — величиной максимальной эксплуатационной перегрузки (ограничением по прочности). Иными словами, прибор, работа которого основана на замере угла атаки, на малых высотах должен выдавать сигнал, предупреждающий летчика о приближении опасного режима: при малых скоростях полета — по достижении адоп, при больших — по достижении а, соответствующего максимальной эксплуатационной перегрузке nvm&s.a (ограничению по прочности). На больших высотах обычно во всем эксплуатационном диапазоне скоростей и чисел М полета запас по углу атаки определяется или величиной Дас — ас — яДОп, или, например, запасом путевой устойчивости, т У приборов, предназначенных для предупреждения выхода самолета на критические режимы, работа которых основана на замере величин Су самолета, вся измерительная аппаратура (дат- Рис. 4.4. Флюгарки-датчики углов атаки я и скольже* имя Р на носовой штанге приемника воздушного давления 30- 20- Ю- 0- дап чики перегрузки и расхода горючего для измерения фактического полетного веса самолета) находится внутри самолета. Недостач ком их является необходимость измерения фактического веса самолета в полете, что связано с определенными трудностями создания и наладки специальной аппаратуры. Другой недостаток этих индикаторов: вследствие изгиба кривой "ИНИ-Ч <У, Cy = f(a) B области максимума они могут показывать одинаковые значения Су как на докритиче-ском, так и на закритическом режиме полета. Поэтому индикация предупреждающей информации по замеру Су может дезориентировать летчика. В настоящее время, как правило, используются средства предупреждения приближения к сваливанию, основанные на измерении фактических углов атаки и скольжения самолета. Так, например, для этого применяются флюгарки- 3-т-5). Опасна и такая ошибка пилотирования — вывод самолета из нисходящего маневра (например, из пикирования, переворота) на высоте ниже предельно допустимой. Эта ошибка чаще всего возникает из-за несоответствия скорости ввода в маневр исходной высоте (ввод при чрезмерно большой скорости на малой высоте). Как правило, такая ошибка сопровождается и превышением допустимой нормальной перегрузки (летчик энергично выбирает ручку на себя, чтобы избежать столкновения с землей). К числу рассматриваемых ошибок пилотирования относится и некоординированное выполнение горизонтальных маневров (типа виража) с большими или предельными кренами, т. е. когда перегрузка не соответствует крену — малая перегрузка при большом крене. В этом случае вес самолета будет больше вертикальной составляющей подъемной силы — возникает внутреннее скольжение— и самолет, снижаясь, начинает как бы «зарываться». Это сопровождается быстрой потерей значительной высоты и увеличением вероятности (из-за скольжения) выхода на сваливание, что особенно опасно на малых высотах. Поэтому при выводе самолета, например, из виража, выполняемого с большими креном и перегрузкой, обязательно уменьшение крена производить с некоторым опережением относительно перегрузки. При выводе самолёта из сваливания или из режима полета на больших докритических углах атаки летчик, как правило, должен вначале действовать только органом продольного управления, энергично отклоняя при этом ручку управления от себя (при сваливании или подходе к сваливанию на положительных углах атаки) или на себя (при сваливании или подходе к сваливанию на отрицательных углах атаки).. Наиболее сложен (из-за необычного положения самолета в пространстве) вывод из сваливания на отрицательных углах атаки. Как уже указывалось, такое сваливание возможно не только в пе- 109 ревернутом, но и в нормальном (неперевернутом) полете. В частности, оно может явиться следствием «клевка» —опускания носа самолета под действием пикирующего момента, вызванного падением эффективности горизонтального оперения (руля высоты), например, при его обледенении. Элероны при выводе из сваливания следует, как правило, удерживать в нейтральном (исходном балансировочном) положении. Пользоваться ими для парирования кренения на больших докри-тических углах атаки, а тем более при сваливании, не рекомендуется (и, как правило, в этом нет необходимости), так как иногда это может только ускорить переход самолета в штопор. Объясняется это в основном тем, что с выходом самолета на закритиче-ские углы атаки отклонение элеронов против крена может только усилить движение крена. При попытке же устранить, например, покачивания самолета с крыла на крыло летчик может отклонять элероны против крена не в такт покачиваниям, что вызовет дополнительную раскачку. Руль направления, как и элероны, при выводе самолета из сваливания обычно рекомендуется удерживать в нейтральном (исходном балансировочном) положении до тех пор, пока летчик не убедится (по индикатору угла атаки, а также по прекращению предупреждающей тряски, уменьшению перегрузки, возрастанию скорости и т. п.) в том, что самолет перешел на эксплуатационные углы атаки. Обусловлено это тем, что путевое (особенно безбу-стерное) управление грубее поперечного (нога менее чувствительна к воздействию нагрузки, чем рука). Поэтому при сваливании летчик легко может «передать ногу» (излишне отклонить руль направления в сторону, противоположную сваливанию). В результате вместо прекращения сваливания самолет может только изменить направление вращения на обратное или перейдет в штопор противоположного направления: в левый при сваливании вправо или в правый при сваливании влево. К сказанному необходимо добавить следующее. Известно, что при резком сваливании самолет может быстро оказаться в положении, близком к положению «на спине», и выйти на отрицательные закритические углы атаки (за я*р). Если в этом случае летчик, отклонив руль высоты на вывод из режима (ручку управления от себя — для парирования сваливания, возникшего на положительных углах атаки), одновременно отклонит руль направления (для устранения появившихся после сваливания крена и разворота), самолет может перейти в перевернутый штопор. Особенно не рекомендуется пользоваться рулем направления для вывода из сваливания на самолетах, обладающих обратной реакцией по крену на его отклонение: это может вызвать скольжение, а значит, и ускорить развитие сваливания. Пример правильных действий летчика рулями при выводе самолета из сваливания показан на рис. 4.6. Летчик начал выполнять левый разворот на высоте 10,5 км при сравнительно небольшой исходной скорости Упр^ЗЗО км/ч; при этом он излишне резко 110 отклонил ручку управления влево (оя>0) и на себя (&в<0), а затем дал левую ногу (8н<0). В результате этой грубой ошибки пилотирования самолет вышел за предельно допустимый угол атаки, т. е. на режим сваливания. В момент начала сваливания (при /«12 с) ручка управления была полностью взята на себя (8В «= ^-35°), элероны были отклонены примерно на 9° (ручка влево), а руль направления—влево на 10°. Сваливание произошло на Vnp~280 км/ч. Для вывода из режима летчик (примерно через секунду после начала сваливания) начал энергично отклонять ручку от себя, установив руль направления нейтрально, а элероны— в исходное балансировочное положение. Режим протекал следующим образом. Вначале самолет стал валиться влево и через секунду (при /~13 с) достиг угловой скорости крена MX ~—1,2 рад/с. При этом возникло и движение рыскания влево (угловая скорость рыскания (oyi>0). Затем под влиянием развившегося левого скольжения (боковая перегрузка пг <0), начиная с /«=14,5 с, самолет изменил направление движений крена и рыскания на правое (ш.^ >0, о> <0). Примерно через 2,5 с после постановки рулей на вывод из режима сваливание прекратилось (при /«19,5 с). Последующее отклонение ручки управления на себя (до 5В « —14° при /«=21 с) привело к тому, что самолет перестал уменьшать угол атаки. По прекращении сваливания скорость самолета начала постепенно возрастать и через 20 с (при ручке управления, отклоненной на себя, 8В « —Ю ) после выхода из сваливания летчик перевел самолет в режим прямолинейного горизонтального полета (/=39 с). За вывод из сваливания (для чего потребовалось около 26 с) было потеряно примерно 1000 м высоты. Если после сваливания самолет вышел на эксплуатационные (заведомо докритические) углы атаки в положении «на спине» или близком к нему, то переводить его в нормальное положение можно, выполнив или полубочку, или вторую половину переворота через крыло. Обычно делают полубочку, так как при этом меньше теряется высоты и снижается возможность выхода за ограничение по скорости. Рекомендуемые в инструкциях летчикам методы вывода из сваливания выбираются по возможности предельно простыми и подобными методам, используемым на сходных типах самолетов. Итак, большинство типов самолетов выводить из сваливания рекомендуется только отклонением ручки управления по тангажу, удерживая при этом элероны и руль направления в нейтральном положении (независимо от направления и характера движений крена и рыскания). Возвращать руль высоты в исходное балансировочное положение и устранять крен после выхода из сваливания целесообразно только при исчезновении всех предупреждающих признаков и сигналов. Во избежание повторного сваливания следует выводить самолет из пикирования на скорости, не менее чем на 20—30% превышающей скорость сваливания. При наличии 111 Рис. 4.6. Пример правильных действий летчика при выводе самолета из сваливания :i2 на самолете автопилота (обычного, а не специального противо-штопорного) или системы автоматической стабилизации их, как правило, нужно отключать в самом начале сваливания. Их работа может только затруднять вывод из сваливания и способствовать возникновению штопора. В случае сваливания вследствие отказа критического двигателя летчик должен немедленно (если только это возможно по условиям полета) устранить асимметрию тяги, опасную из-за появления больших забросов по углам скольжения и крена. Для этого необходимо выключить (если допустимо) двигатель, симметричный отказавшему. М Г. Котик. В В Филиппов 113 Глава 5 ХАРАКТЕРИСТИКИ ШТОПОРА 5.1. ФИЗИЧЕСКАЯ СУЩНОСТЬ ШТОПОРА Штопор представляет собой непроизвольное движение самолета по крутой нисходящей спиралевидной траектории малого радиуса на режиме авторотации с одновременным вращением относительно трех его осей. В штопоре значительно ухудшается (иногда практически теряется) управляемость самолета и существенно усложняются условия пространственной ориентировки и пилотирования, что затрудняет вывод самолета из этого опасного режима полета. Вращательное движение самолета в штопоре порождается и поддерживается авторотацией — аэродинамическим явлением, возникающим только на закритических углах атаки (аэродинамическое самовращение). Поэтому и штопор может существовать только в области этих углов атаки. Наиболее интенсивное (основное) вращение самолета в штопоре происходит относительно его продольной и нормальной осей. Интенсивность же вращения самолета вокруг его поперечной оси, как правило, значительно ниже. 5.1.1. Авторотация Авторотация (самовращение) самолета, приводящая к появлению штопора, создается в основном крылом. Для уяснения физической сущности авторотации крыла рассмотрим упрощенную схему вращения крыла самолета под воздействием одних только нормальных сил при отсутствии скольжения (рис. 5.1). Если под действием какого-либо кратковременного внешнего возмущения или отклонения элеронов возникает вращение самолета относительно его продольной оси, то местные углы атаки всех сечений крыла асеч будут разными и отличаться от угла атаки корневого сечения крыла ак на величину Аа0еч. Вращение относительно продольной оси приводит к появлению у всех сечений крыла (кроме корневого) дополнительных скоростей ДК, пропор- 114 циональных угловой скорости вращения самолета а>х и удалению / данного сечения от оси вращения Ох{. Складывая скорости AV со скоростью полета V0 для каждого сечения крыла, получим суммарные скорости V—VQ + &V, разные по величине и направлению. Угол между вектором скорости V и хордой крыла является углом атаки Алод &V V=V0+AV AV__________ АО-сеч Рис. 5.1. Изменение углов атак» сечений вращающегося крыла данного сечения: а0п — У опускающегося полукрыла, апод — у поднимающегося. При таком вращении крыла асеч отличаются от ак на величины шх Аасеч « -рг- • Углы атаки сечений опускающегося полукрыла возрастают, а поднимающегося— уменьшаются. Следствием изменения углов атаки является перераспределение аэродинамических сил по размаху крыла и возникновение аэродинамических моментов крена и рыскания. При докритических углах атаки большему углу атаки соответствует больший коэффициент подъемной силы. В рассматриваемом примере аоп>апод. Поэтому у опускающегося (правого) полукрыла подъемная сила будет больше, чем у поднимающегося (левого). В итоге возникает аэродинамический момент демпфирования крена (момент поперечного демпфирования), действующий в сторону, обратную направлению вращения, т. е. парирующий (тормозящий) движение крена, вызванного внешней силой, и крененйе не получит дальнейшего развития. При закритических углах атаки в результате вызванного вращением самолета изменения углов атаки по размаху крыла могут 5* 115 возникать как момент крена, усиливающий вращение (момент авторотации крена), так и демпфирующий поперечный момент. Но может случиться и так, что момент крена окажется равным нулю, т. е. не появятся ни момент авторотации, ни демпфирующий момент. При появлении момента авторотации (нет демпфирующего момента) крыло уже не будет сопротивляться вращению, а наоборот, начнет вращаться с возрастающей угловой скоростью. Для этого достаточно небольшого начального импульса, направленного на вращение крыла относительно продольной оси. Такой импульс может возникнуть, например, при воздействии на полукрыло вертикального порыва ветра, небольшого случайного отклонения элеронов. Момент авторотации крыла может дополнительно возрасти из-за дополнительного уменьшения Су сеч у опускающегося полукрыла. Последнее вызывается продолжающимся расширением области срыва потока на этом полукрыле вследствие увеличения закритических углов атаки сечений при вращении самолета. У поднимающегося же полукрыла Су сеч будут расти, так как на этом полукрыле углы атаки сечений уменьшаются, что сопровождается частичным восстановлением безотрывного обтекания. Крыло под действием момента авторотации будет увеличивать угловую скорость вращения до тех пор, пока не возникнет режим установившейся авторотации (момент крена окажется равным нулю). Аналогичным образом может создаваться и момент авторотации хвостового оперения. Величина аэродинамического момента авторотации в значительной степени определяется крутизной кривой Су=/(а) на участке перехода к закритическим углам атаки. Чем больше эта крутизна, т. е. чем резче падение коэффициента подъемной силы при переходе через критический угол атаки, тем больше момент авторотации. Авторотация крыла, как уже говорилось, может быть только на закритических углах атаки. При докритических углах атаки в отсутствие скольжения авторотация ни возникнуть, ни продолжать существовать (возникнув ранее на закритических углах атаки) не может. Отсюда следует очень важный для практики вывод: для прекращения авторотации (прекращения штопора) надо перевести самолет на докритические углы атаки, при которых возникает аэродинамический демпфирующий момент, как правило, весьма большой и поэтому почти мгновенно парирующий самовращение самолета. Демпфирующий (тормозящий) момент и момент авторотации (раскручивающий) создаются как подъемными силами сечений крыла, так и силами лобового сопротивления этих сечений. При изменении углов атаки, вызванном вращением самолета, эти силы (подъемные и лобового сопротивления) изменяются не одинаково, В результате возникают моменты крена и рыскания, действующие в сторону вращения самолета. Момент рыскания появляется под действием разности сил ло- 116 бового сопротивления полукрыльев. Сила лобового сопротивления у опускающегося полукрыла будет больше, чем у поднимающегося, так как у первого срыв потока развивается намного интенсивнее (у поднимающегося полукрыла углы атаки концевых сечений могут оказаться докритическими, т. е. здесь срыва пока не возникает). Возникший момент рыскания вызывает наружное скольжение (на опускающееся полукрыло)—эффективный угол стреловидности у поднимающегося полукрыла уменьшится, у опускающегося — возрастет, и, как следствие, подъемная сила у первого будет увеличиваться, у второго — уменьшаться, что приведет к усилению авторотации. Таким образом, в штопоре, помимо аэродинамического момента авторотации, вращающего самолет относительно его продольной оси (аэродинамический момент авторотации крена), всегда существует и аэродинамический момент авторотации, вращающий самолет относительно его нормальной оси (аэродинамический момент авторотации рыскания). Под действием этих моментов самолет в штопоре движется по спиральной траектории. Ввиду того что авторотация связана с возникновением и развитием областей срыва потока на крыле, на нее могут оказывать весьма значительное влияние изменение положения органов механизации крыла, наружные подвески, шероховатость поверхности крыла, упругие деформации конструкции, а также параметры полета (угол атаки, числа М и Re и т. п.). Из практики известно, что даже очень небольшое отклонение, например, закрылков может вызвать существенное изменение характеристик авторотации. Как отмечалось выше, авторотация может возникать только на закритических углах атаки. Величина закритического угла атаки, с которого начинается диапазон аЗКр, может заметно изменяться в зависимости от конфигурации самолета, параметров исходного режима полета (угла скольжения, угловой скорости крена и др.) и эксплуатационных условий (болтанка, обледенение и пр.). Возникновение авторотации обуславливает переход самолета из сваливания в штопор. Летчик ощущает это (окончание режима сваливания и начало штопора) по возникновению вращения самолета с угловыми скоростями и ускорениями, заметно большими, чем в режиме сваливания. В большинстве случаев в штопоре самолет движется со скольжением. Скольжение оказывает очень большое влияние на развитие срыва потока с крыла, в значительной степени определяющего характеристики авторотации. При появлении скольжения зона срыва потока образуется раньше на отстающем полукрыле. Возникновение и расширение этой зоны сопровождается перераспределением аэродинамической нагрузки вдоль размаха крыла. В результате у самолета, устойчивого в поперечном отношении, возникает дополнительный кренящий момент. Этот момент при наружном скольжении увеличивает, а при внутреннем уменьшает угловую скорость вращения самолета (угловую скорость крена). Меняя в штопоре абсолютную величину 117 и знак угла скольжения, можно значительно увеличивать или уменьшать угловую скорость авторотации. Это свойство крыла широко используется при выводе самолета из штопора, а также и для преднамеренного ввода его в такой режим. Существенное влияние на характеристики авторотации при скольжении могут оказывать аэродинамические силы, действующие на горизонтальное и вертикальное оперение. Этим, в частности, объясняется то, что для вывода самолета из штопора рекомендуется по возможности так устанавливать руль направления и руль высоты, чтобы максимально способствовать уменьшению наружного и созданию внутреннего скольжения. Скольжение является мощным средством изменения характеристик авторотации. Особенно большое влияние скольжение оказывает на характеристики авторотации современных самолетов со стреловидными и треугольными крыльями. 5.1.2. Влияние стреловидности крыла и скольжения на авторотацию Форма крыла в плане обычно оказывает значительно большее влияние на характеристики авторотации (на распределение аэродинамических сил по размаху крыла), чем профиль крыла. Эти характеристики у самолетов с прямым крылом сравнительно мало различались между собой, так как у них формы крыла в плане в принципе были схожи между собой. Современные самолеты со стреловидными и треугольными крыльями отличает друг от друга существенная разница в отношении углов стреловидности, форм передней и задней кромок, удлинения, сужения крыла и т. п. Поэтому и характеристики авторотации этих самолетов могут значительно различаться между собой. Из параметров, определяющих форму крыла в плане, наибольшее влияние на ее характеристики оказывает стреловидность. Авторотация стреловидного (треугольного) крыла, а следовательно, и авторотация самолета со стреловидным (треугольным) крылом имет одну существенную особенность: на сравнительно небольших закритических углах атаки при малом угле скольжения угловая скорость авторотации может периодически изменяться настолько значительно, что даже вызывает изменение направления вращения самолета; при некоторых значениях закритических углов атаки авторотация может вообще не появляться или возникать только при скольжении (хотя бы небольшом). Стреловидное крыло со сравнительно большими удлинением и углом стреловидности часто имеет две области авторотации (два диапазона закритических углов атаки). Развитие авторотации у стреловидного крыла происходит обычно медленней, чем у прямого. (Благодаря этому у летчика имеется больше времени для распознавания такого режима и принятия мер для его парирования.) Объясняется это более плавным, чем у прямого крыла, про- 118 теканием зависимости Cyi = f(о) в области закритических углов атаки. Если при отсутствии скольжения исходная угловая скорость вращения самолета невелика, значения Су> поднимающегося и опускающегося полукрыльев будут близки между собой. В результате авторотация оказывается малоинтенсивной, а иногда даже и вообще не возникает. Однако под влиянием скольжения картина резко меняется. При возникновении скольжения изменяется эффективное удлинение (а следовательно, и несущие свойства) полукрыльев: с увеличением угла скольжения эффективное удлинение опережающего полукрыла возрастает (становясь больше, чем у отстающего), а эффективное удлинение отстающего полукрыла уменьшается и при достаточно большом угле скольжения последнее становится как бы полукрылом малого удлинения. Кроме того, появление скольжения вызывает изменение эффективной стреловидности полукрыльев, характера перетекания пограничного слоя на них и т. п. В результате неравномерность протекания характеристик авторотации усиливается. Самолеты с крыльями большой стреловидности (как стреловидными, так и треугольными) и сравнительно малого удлинения могут авторотировать с очень большими угловыми скоростями и на весьма больших закритических углах атаки. При появлении скольжения авторотация у стреловидного крыла начинается значительно раньше (на меньших углах атаки), чем у прямого. При этом, как уже указывалось, самолет может периодически менять направление вращения. Периодическое изменение направления авторотации стреловидного крыла при увеличении угла атаки происходит в основном в результате совместного влияния изменения углов атаки и скольжения на сложную картину обтекания такого крыла, т. е. на характер возникновения и распространения областей срыва потока по нему. Схематически этот процесс выглядит примерно следующим образом. У стреловидного крыла при возникновении скольжения область срыва потока вначале зарождается на конце отстающего полукрыла, а также происходит перераспределение аэродинамических сил по размаху крыла, результатом которого является вращение в сторону этого полукрыла. С увеличением угла атаки область срыва появляется и на опережающем (как бы выдвинутом вперед) полукрыле, которая, расширяясь, постепенно охватывает все полукрыло. На отстающем же полукрыле еще сохраняется некоторая область безотрывного обтекания. Вновь происходит изменение аэродинамической нагрузки вдоль размаха и направление авторотации меняется на обратное, т. е. теперь уже в сторону опережающего полукрыла. С дальнейшим ростом угла атаки наступает полный срыв потока на крыле и направление вращения из-за несимметричности аэродинамических сил, возникающих на крыле при скольжении, снова изменяется на обратное и т. д. Аналогичная 119 картина может наблюдаться в сходных условиях и у треугольного крыла. У прямого же крыла при скольжении область срыва потока вначале возникает тоже на конце отстающего крыла (концевой срыв) и с увеличением угла атаки постепенно расширяется, распространяясь по размаху и занимая все большую поверхность крыла. Но крыло, начав вращаться в сторону отстающего полукрыла, в дальнейшем направление авторотации не изменяет. Рис. 5.2. Различие в протекании зависимости Су =/(«) У самолетов с прямым (а), стреловидным (б) и треугольным (в) КРЫЛЬЯМИ (акр1 < акр2 < акрз) Периодическое изменение направления авторотации у самолетов со стреловидными (и треугольными) крыльями обычно наблюдается на переходном (начальном) участке штопора. На этом этапе возможны непроизвольные переходы из штопора одного направления в штопор другого направления даже при неизменном положении рулей в режиме, в том числе и при положении по штопору начального направления вращения. Под влиянием скольжения уменьшается и критический угол атаки. Поэтому авторотация, а следовательно, и штопор у самолетов со стреловидными и треугольными крыльями могут возникать на меньших углах атаки, чем у самолета с прямым крылом, несмотря на то, что при отсутствии скольжения критический угол атаки у последнего оказывается значительно меньшим (рис. 5.2). 5.1.3. Переход от сваливания к штопору Переход от сваливания к штопору протекает примерно в такой последовательности. Предположим, что в исходном режиме полета на докритических углах атаки самолет был сбалансирован (по моментам) при нейтральном положении руля высоты. Затем летчик отклонил ручку управления на себя. При этом возник кабрирую-щий аэродинамический момент, увеличивающий угол тангажа са- 120 молета. Если увеличение угла тангажа продолжается до выхода самолета на околокритический угол атаки, возникает сваливание. Под влиянием ряда факторов (геометрическая или аэродинамическая асимметрия самолета, отклонение руля направления или элеронов и т. п.) обтекание самолета на режимах сваливания и штопора обычно оказывается асимметричным. Асимметрия обтекания (по отношению к плоскости симметрии самолета) приводит к появлению асимметричных областей срыва потока. Последнее, а также и возможное воздействие дополнительных возмущений (гироскопического момента роторов двигателей, вертикальных порывов ветра и т. п.) вызывает появление аэродинамического момента крена и, как следствие, угловой скорости крена. Кренение в свою очередь приводит к изменению углов атаки на правом и левом полукрыльях, а это изменение, в частности, к тому, что силы лобового сопротивления полукрыльев станут разными по величине. Появляется аэродинамический момент рыскания, что приводит к возникновению угловой скорости рыскания. Так возникают угловые ускорения и угловые скорости вращения самолета относительно всех трех его осей — авторотация. С появлением авторотации начинается штопор. Под воздействием момента авторотации начальная угловая скорость крена возрастает (неустановившаяся авторотация). В результате инерционного взаимодействия бокового и продольного движений самолета при его вращении появляется инерционный момент тангажа, смещающий режим продольной балансировки самолета по моменту в сторону больших углов атаки. С течением времени при движении самолета в области закри-тических углов атаки аэродинамические моменты крена, рыскания и тангажа могут уравновеситься соответствующими инерционными моментами, а аэродинамические силы — соответствующими массовыми силами (вес, силы инерции). Возникает установившийся штопор, т. е. режим, в котором все характеристики движения самолета (угловая скорость вращения, углы атаки и скольжения, положение самолета относительно оси штопора) остаются практически неизменными. Установившийся штопор называют часто вертикальным (ось штопора практически совпадает с вертикалью). Предшествующий ему участок неустановившегося штопора (на котором ось штопора вначале близка к горизонтали и лишь с течением времени приближается к вертикали) называют переходным или начальным участком штопора (участок перехода от сваливания к вертикальному штопору). 5.2. ВИДЫ ШТОПОРА Все штопоры в зависимости от положения летчика в режиме (вверх или вниз головой относительно земли) разделяются на нормальные и перевернутые (рис. 5.3). В нормальном штопоре летчик находится головой вверх, в перевернутом — голо- 121 вой вниз (самолет штопорит в перевернутом положении —«на спине»). Нормальный штопор протекает при положительных а перевернутый—при отрицательных закритических углах атаки азкр Последовательные положения самолета в нормальном и перевернутом штопорах и на входе в эти режимы показаны на рис 5 4 й3кр>- с-зкр<- S////////////////////////S/////////////S/////SJ ''//////////'////'S//SS(f//////i'S4/'////s Рис, 5.3. Положения летчика относительно поверхности .земли при нормальном (а) и перевернутом (б) штопорах По углу наклона продольной оси самолета к горизонту, т. е. по углу тангажа, различают крутой, пологий и плоский штопоры (рис. 5.5). При крутом штопоре абсолютная величина угла тангажа самолета больше 50°, т. е. угол |9|>50°, при пологом — 30° < | ft 1 < 50° и плоском ~\Ц< 30°. По направлению вращения самолета в режиме различают левый и правый штопоры. В левом штопоре (нормальном и перевернутом) самолет имеет левое вращение, в правом (нормальном и перевернутом) —правое. Если на штопорящий самолет смотреть сверху, то в правом нормальном и левом перевернутом штопорах центр тяжести самолета будет двигаться по ходу, а в левом нормальном и правом перевернутом штопорах — против хода часовой стрелки. Осью штопора является ось спирали, по которой движется центр тяжести штопорящего самолета, радиусом штопора — радиус горизонтальной проекции этой спирали. Различают внутреннее и наружное скольжение самолета в штопоре. Внутренним называется скольжение, при котором поток набегает на самолет со стороны внутреннего полукрыла — полукрыла, в сторону которого происходит вращение в штопоре, и а- Ш ружным— при котором поток набегает на самолет со стороны наружного полукрыла. Для современных сверхзвуковых самолетов (в отличие от старых сверхзвуковых, а тем более дозвуковых самолетов) характер- Ось штопора Рис. 5.4. Положения самолета в вертикальной плоскости на входе и в процессе нормального (а) и перевернутого (б) штопоров ным является большое разнообразие режимов штопора. В основном это объясняется влиянием указанных выше конструктивно-аэродинамических особенностей таких самолетов. Даже у одного и того же современного сверхзвукового самолета характеристики нормального и перевернутого штопоров могут быть существенно различными в зависимости от начальных условий ввода (высоты, центровки и т. п.), продолжительности режима, положения рулей и элеронов в штопоре и др. Этим самолетам, как правило, присущи значительная неравномерность движения и большие колебания в штопоре. 123 Летчик должен изучить и твердо знать основные признаки (характерные особенности) каждого вида штопора. Это даст ему возможность в случае попадания в штопор быстро и точно определять его вид и выбрать правильный метод вывода самолета из этого сложного и опасного режима. Нормальный штопор Перевернутый штопор Рис. 5.5. Углы тангажа и атаки в нормальном и перевернутом штопорах: а — крутой штопор ( I О | > 50°); б — пологий штопор (30° < | Э | <50°); в — плоский штопор (1 ft I < 30°); » + -. акр = 90° Штопоры современных самолетов делятся на несколько видов, близких по основным их признакам. В качестве основных признаков принимаются величины и характер изменения угловых скоростей и перегрузок в штопоре, определяющие условия выхода из этого режима, т. е. величины и последовательность отклонения рулей на вывод. К данному виду относятся все режимы штопора, для вывода из которых Должен применяться один и тот же метод пилотирования. По этому принципу на рис. 5.6 дана классификация режимов штопора. Согласно ей нормальный штопор имеет четыре, а перевернутый— три вида режимов (на рисунке буквы «Н» и «П» при номерах методов вывода обозначают соответственно нормальный и перевернутый штопоры; описание методов вывода дано в разделах 6.4 и 6.5). Все виды нормального и перевернутого штопоров современных самолетов обычной схемы делятся на неустойчивые и устой-чивыештопоры. 124 Штопор <*х.у*°: \afcp\>\°fce[ Перевернутый elcp?&KpfO; Пу<0;о}ции>у одного знака Неустойчивый u>*,y,z,,,= to-=./W x,y,z *0 ц I вид- I I метод Вывода Nin , Ж Вид- II ШНиЯ- \ Ш вид- \ [мегпсд N_2H___\\_MemaS N_3H_^ \ методN44 \ Усгпойчибый a>x,ycp~Const*0 Гг I Ж-Вид-\метад Я2Л\ I Швид-\метод МЗП I Рис. 5.6. Виды штопора современных самолетов ю ся 5.2.1. Неустойчивые нормальный и перевернутый штопоры Неустойчивым называется штопор, в процессе которого самолет периодически меняет направление вращения относительно своих нормальной и продольной осей или приостанавливается. Такой штопор характеризуется весьма неравномерным вращением с большими амплитудами колебаний параметров движения самолета. В рассматриваемом штопоре нос самолета в отдельные моменты может непроизвольно подниматься выше горизонта или опускаться за вертикаль, абсолютные величины углов крена временами могут превышать 90°. В процессе режима обычно наблюдается тенденция к самопроизвольному переходу самолета из штопора одного направления в штопор другого направления или из нормального в перевернутый штопор и наоборот. Неустойчивый нормальный штопор у современных самолетов имеет три разновидности: 1) штопор, протекающий в виде биений — с периодическими нарастаниями и затуханиями колебаний (автоколебаний) самолета; 2) штопор, протекающий в виде падения листом по спиралеобразной траектории; 3) штопор, в процессе которого нарастают колебания (автоколебания) самолета. Примеры неустойчивого нормального штопора сверхзвукового самолета показаны на рис. 5.7, 5.8 и 5.9. Как видно из рис. 5.7, в левом нормальном штопоре, протекавшем в виде биений, колебания угловых скоростей крена и рыскания достигали в отдельные моменты соответственно До^ «4 рад/с и Дшу] «1,4 рад/с. Каждый цикл биений (колебаний угловых скоростей крена и рыскания) длился примерно 15 с. Между этими циклами самолет прекращал вращение относительно своей нормальной оси (шу =0). В течение каждого цикла колебания (точнее — автоколебания) самолета происходили с периодом примерно 2,5 с. Показанный на рис. 5.8 режим штопора, протекавший в виде падения листом по спиралеобразной траектории, сопровождался периодическими изменениями направления вращения и резкими изменениями положения самолета в пространстве. Так, например, в течение первых двух секунд после сваливания (t^8-.-10 с) самолет отклонялся влево и кренение происхо* дило на левое крыло. Затем кратковременно (/«10-5-11 с) его нос начал отклоняться вправо, потом снова влево (/«Пн-13 с), затем опять вправо (t~13 + 16 с) и т. д. При этом и угловая скорость крена изменяла свой знак. Таким образом, периодически изменялись не только величина, но и знак угловых скоростей крена и рыскания. Самолет в штопоре как бы переваливался-с крыла на крыло с поворотами носа то вправо, то влево, т. е. совершал движение в виде падения 126 ю •-J О 10 20 30 Рис. 5.7. Левый нормальный неустойчивый штопор, протекающий в виде биений 30 & листом; при этом его центр тяжести перемещался по спиралеобразной траектории. Режим левого нормального штопора, в процессе которого у самолета возникали нарастающие колебания (автоколебания), показан на рис. 5.9. Из графика видно, что четко выраженное нарастание колебаний нормальной перегрузки п началось примерно через 10 с после сваливания самолета. Затем средняя величина нормальной перегрузки плавно увеличивалась, а колебания ее относительно этой величины быстро возрастали и к ^—56 с их амплитуда достигла Ля =«5. В процессе таких колебаний, происходивших с периодом примерно 2с, самолет выходил то на малые до-критические (величина п оказывалась близкой к нулю), то на большие за-критические углы атаки. Приведенные на этих графиках значения приборной скорости и высоты полета, полученные в штопоре, из-за погрешностей приемника воздушного давления, возникающих на больших углах атаки и скольжения, не характеризуют действительные величины указанных параметров. Они служат лишь для приближенной качест- ьо Рис. 5.8. Нормальный неустойчивый штопор, протекающий в виде падения листом по спиралеобразной траектории венной оценки характера изменения этих параметров в штопоре. В большинстве случаев при отклоненных по штопору рулях самолет в режиме неустановившегося штопора может находиться длительное время и прекращать самовращение только при установке рулей в нейтральное . положение. Однако иногда самолет может самопроизвольно выходить из неустойчивого штопора даже 128 при отклоненных по штопору рулях. При этом в процессе штопора скорость полета нарастает. Режим штопора, при котором движение самолета сопровождается последовательно чередующимися выхо- Vnp,KM/4 ю Рис. 5.10. Прогрессирующая штопорная спираль дами на закритические углы атаки при непрерывном возрастании средних величин приборной скорости полета и нормальной перегрузки, называется прогрессирующей штопорной спиралью. Нарастание'нормальной перегрузки в процессе колебаний самолета при таком штопоре может достигать опасных (по прочности самолета) величин. Поэтому летчик должен по возможности быстрее вывести самолет из такого штопора. На рис. 5.10 показан пример штопора, протекающего в виде прогрессирующей штопорной спирали. Из графика видно, что в данном случае отклонение рулей по штопору (при t~15c: руль высоты отклонен полностью на себя —8В ~ —30°, 129 10 Рис. 5.11. Перевернутый неустойчивый штопор 130 руль направления отклонен полностью по левому штопору —SH"* «а —22°) привело к возникновению левого нормального штопора. Самолет начал вращаться влево с угловыми скоростями рыскания шу, » + 0,3ч-0,4 и крена шг_ ~—1 рад/с. Начиная примерно с t = = 13 с (через 7 с после входа самолета в штопор) появились резкие колебания угловой скорости крена, сопровождавшиеся даже изменением ее знака (попеременные кренения то влево, то вправо). И нормальная перегрузка изменялась тоже в весьма широких пределах. Так, например, при ?«16,5 с она уменьшилась до пу^ ~0,4, при t^23 с возросла до 2,8, затем снова упала до 0,7, по<сле чего возросла до 3,8 и т. д. При этом скорость самолета в режиме в среднем нарастала. «Провалы» на графике 1/Пр=/(0 вызваны в основном также погрешностями приемника воздушного давления (ПВД) на больших углах атаки (эти «провалы» совпадают с моментами выхода самолета на наибольшие значения нормальной перегрузки). Неустойчивый нормальный штопор возникает обычно после сваливания с исходных больших и реже со средних высот. При большой степени продольной статической устойчивости самолета по перегрузке (передняя центровка) и неполном отклонении ручки управления на себя в режиме он возможен и на меньших высотах. Неустойчивый перевернутый штопор возникает, как правило, при сваливании самолета с больших высот в полете «на спине» или при близком к этому положении (сваливание на отрицательных углах атаки), а также в случае самопроизвольного выхода самолета на отрицательные закритические углы атаки в неустойчивом нормальном штопоре. Летная практика показывает, что у сверхзвуковых самолетов режимы неустойчивого перевернутого штопора встречаются весьма редко. Пример такого штопора приведен на рис. 5.11. Из графика видно, что ввод самолета в перевернутый штопор был произведен полным отклонением ручки управления от себя (8В ~ +12°) при полностью отклоненном влево руле направления (8В ~ —25°), т. е. рули были отклонены по левому перевернутому штопору. Элероны летчик все время удерживал в нейтральном положении. Режим штопора оказался крайне неустойчивым. Вначале самолет находился в левом перевернутом штопоре (/~5н-7 с): поворачивал нос влево (угловая скорость рыскания шу1 >0) и кренился влево (угловая скорость крена со^ >0—самолет вращается относительно своей продольной оси слева направо в положении «на спине»). Затем он кратковременно перешел в правый перевернутый штопор (о> <0; о^ <0), после чего снова в левый перевернутый (^=«9,5-7-11,5 с) и т. д. 5.2.2. Устойчивые нормальный и перевернутый штопоры Устойчивым называется штопор, в процессе которого самолет не изменяет направления вращения ни по рысканию (неизменный знак ш ), ни по крену (неизменный знак ш^) и отсутствуют за- 131 метные для летчика приостановки вращения. Вращение в таких режимах обычно сравнительно (а иногда и весьма) интенсивно и стабильно, т. е. направление вращения и средние значения угло- Рис. 5.12. Нормальный устойчивый колебательный штопор вых скоростей не меняются. Нормальный и перевернутый устойчивые штопоры могут быть колебательными и равномерными, а нормальный устойчивый — еще и интенсивным (рис. 5.6). Устойчивый колебательный штопор характерен весьма большими (по амплитуде) колебаниями угловой скорости крена <ог и незначительными колебаниями угловой скорости рыскания шу . Обычно это бывает крутой штопор. Амплитуды колебаний перегрузок nXi, /гу и /zZi в неустойчивом штопоре оказываются, как правило, значительно большими, чем в устойчивом. Пример протекания левого нормального устойчивого колебательного штопора показан на рис. 5.12. Из графика видно, что самолет, будучи введен в штопор на высоте 12,5 км и скорости 250 км/ч, сохранял первоначальное направление вращения (ле- 132 вое). После ввода в режим (при /~5 с), выполненного практически одновременным отклонением рулей по штопору (ручка полностью на себя, левая педаль до упора вперед, элероны нейтрально), примерно через секунду установились средние угловые скорости рыскания шуср~0,5 рад/с и крена шхср ^ —0,75 рад/с, средняя нормальная перегрузка nycp«I,25. Но самолет (при неизменном положении рулей по левому штопору) совершает большие колебания. _ При этом колебания достигали: нормальной перегрузки— hnyizz «1,4, боковой — Длг ~0,4, продольной — &пх ~0,6, а колебания угловых скоростей — До^ «3,6 (с изменениями знака), Дш^к:0,6 и Дшг1 ~ 1,6 рад/с. Пример протекания правого перевернутого устойчивого колебательного штопора показан на рис. 5.13. В течение всего режима рули были отклонены по штопору: ручка — полностью от себя, правая педаль-—до упора вперед, элероны — почти в нейтральном положении. (Удерживать элероны точно в нейтральном положении в необычных условиях штопора, особенно перевернутого, затруднительно, так как летчику в этих условиях и при изменяющихся перегрузках трудно не только сохранять, но и определять нейтральное положение ручки управления. Поэтому целесообразно, в частности, при тренировках на штопор устанавливать на приборной доске визуальные указатели положений рулей и в первую очередь— элеронов.) В этом перевернутом штопоре колебания угловых скоростей достигали таких величин: Да>Г1 ~2, Дш ^0,5 и Ашг ~ 1 рад/с, а средние значения угловых скоростей крена и рыскания составляли: шхср~ —1,2 и шу ср~—0,9 рад/с. Отрицательная величина угловой скорости рыскания говорит о том, что штопор правый, так как нос самолета отклоняется вправо (это видит летчик) . Отрицательное значение угловой скорости крена показывает, что для летчика самолет вращается относительно своей продольной оси против часовой стрелки (наблюдатель, находящийся выше самолета, видел бы, что самолет в положении «на спине» вра щается влево с поднятым внутренним полукрылом). Нормальный устойчивый колебательный штопор обычно возникает на средних высотах в начале режима, т. е. на переходном участке. В перевернутый устойчивый колебательный штопор самолет может попадать или при отклонении элеронов в нормальном устойчивом колебательном штопоре, или при ошибках пилотирования, допущенных на выводе самолета из нормальных неустойчивого и устойчивого колебательного штопоров. В перевернутом устойчивом колебательном штопоре разница между средними абсолютными величинами угловых скоростей крена и рыскания обычно бывает незначительна. Так, в приведенном на рис. 5.13 примере при ^~18н-30 с были |о)хср|~ «1,2 и |шуср|~0,9 рад/с. Устойчивый равномерный штопор (рис. 5.6) протекает при сравнительно малых (иногда практически нулевых) амплитудах 133 колебаний самолета и характеризуется интенсивностью и постоянством направления вращения. В нормальном устойчивом равномерном штопоре средний угол атаки самолета а0р~40н-60° (чаще аср» Рис. 5.13. Перевернутый устойчивый колебательный штопор я; 45-=-50°, пологий штопор), в нормальном устойчивом интенсивном штопоре оср>60° (чаще аср~65ч-700, а иногда и больше — плоский штопор). Последний характерен очень большой скоростью вращения самолета. 134 Пример пологого штопора приведен на рис. 5.14 (при t~ «15-4-31 с угол аср~45°), плоского штопора — на рис. 5.15 (при .«48-Т-70 с угол аср = 75°). Рис. 5.14. Нормальный устойчипый равномерный пологий штопор Нормальный устойчивый равномерный штопор возникает обычно на средних и малых высотах, особенно при большой продолжительности режима, т. е. когда штопор становится вертикальным. У сверхзвуковых самолетов такой штопор протекает на весьма больших закритических углах атаки. Перевернутый устойчивый равномерный штопор характерен весьма большими абсолютными величинами угло- 135 СО W 15 20 У 30 35 40 45 50 55 SO 65 Рис. 5.15. Нормальный устойчивый интенсивный плоский штопор Я? 75 80 t? вой скорости крена (шх^3 рад/с) и сравнительно малыми колебаниями самолета. Возникает он чаще в результате ошибок пилотирования при выводе самолета из нормального устойчивого равномерного штопора, реже — непосредственно после сваливания с исходных отрицательных углов атаки на средних и малых высотах полета. Пример протекания перевернутого устойчивого равномерного штопора показан на рис. 5.16. Как видно из рисунка, вначале летчик отклонил рули по левому нормальному штопору: руль направления полностью влево (8Н ~ —25°) и руль высоты полностью вверх (8В~—35°), удерживая элероны в нейтральном положении. При ^~6 с возник левый нормальный устойчивый равномерный штопор, в котором шуср—1,2 и шхер ~ —1 рад/с. Значения средних углов атаки аср и тангажа 9ср самолета в штопоре можно найти по формулам: tgacp«--^-; &cp=®Cp + acp. Произведя вычисления, получим оср~50°. Имея в виду, что штопор возник на небольшой высоте и протекал достаточно продолжительно, можно предположить, что он уже стал почти вертикальным, т. е. средний угол наклона траектории штопора вср ~ —90°. Тогда найдем угол тангажа самолета: 9ср~—90° + 50°~—40°. Это значит, что штопор пологий. На выводе из этого пологого штопора летчик допустил ошибку пилотирования: применил наиболее «сильный» метод вывода (метод № 4Н), хотя по характеру режима достаточно было применить метод № ЗН. Отклонение руля направления полностью вправо — на вывод (при ^«20,5 с 8Н ~ +25°) и практически одновременное отклонение элеронов более чем на полхода по штопору (правый элерон отклонен вниз на 8Э ** +11° — ручка влево) привели к тому, что угловая скорость рыскания начала резко уменьшаться: от 1,3 рад/с в момент начала отклонения руля направления и элеронов до 0,4 рад/с в момент начала отклонения руля высоты на вывод (при ^~24,5 с). После того как летчик энергично отклонил ручку от себя до нейтрального положения (^~25,5 с, 8В~0), угловая скорость рыскания уменьшилась до нуля. Из-за того что летчик и после этого удерживал руль направления отклоненным полностью вправо и продолжал отдавать ручку управления от себя (отклонил ее полностью от себя к моменту ^—26,5 с, SB ~ +18°), самолет вместо выхода из нормального штопора попал в перевернутый штопор. Этот переход произошел следующим образом. Самолет опустил нос (абсолютная величина угла тангажа изменилась от 9ср ~ •—40° в режиме нормального штопора до 9Ср *** —80° на выводе из него), перевернулся «на спину», продолжая вращаться относительно своей продольной оси против часовой стрелки (с точки зрения летчика). Опускание носа привело к возрастанию абсолютной величины шг за счет соответствующего уменьшения абсолютной величины о>^. Для наблюдателя, находящегося выше 137 Книг V, 10 Рис. 5.16. Правый перевернутый устойчивый равномерный штопор 138 самолета, направление вращения в штопоре не изменилось — для него самолет продолжает штопорить влево, но только уже «на спине». Возникший в результате указанной ошибки пилотирования правый перевернутый штопор (при /«28-^37 с) был также равномерным устойчивым. Параметры режима имели следующие средние значения: wxcp~—2,8 и шуср~—0,75 рад/с, аср ~—15° и 8ср га —75°. Значит, это был крутой перевернутый штопор. Колебания самолета в процессе такого штопора оказались значительно меньшими, чем в исходном левом нормальном штопоре: ^c°t.i zz «0,3 рад/с (в нормальном Д(од.] «0,5-f-1 рад/с) и Дшу1 «0,15 рад/с (в нормальном Д<оу1 «0,3-f-0,4 рад/с). 5.3. ОСОБЕННОСТИ ШТОПОРА СОВРЕМЕННЫХ СВЕРХЗВУКОВЫХ САМОЛЕТОВ Характер штопора у современных сверхзвуковых маневренных самолетов весьма существенно отличается от такого же режима у самолетов предыдущих поколений (периода 50—60-х годов). Это различие объясняется в основном конструктивно-аэродинамическими и эксплуатационными особенностями современных сверхзвуковых маневренных самолетов. Так, например, эти самолеты имеют фюзеляж большого удлинения с вытянутой острой носовой частью, тонкие крылья малого размаха и большой стреловидности. Это привело к размещению основной нагрузки в фюзеляже. Из-за большого разноса масс вдоль фюзеляжа значительно возросло соотношение инерционных моментов рыскания и крена (у дозвуковых самолетов это соотношение было порядка 2—4, у сверхзвуковых оно достигает 10—15). Это способствует развитию движения крена на больших углах атаки и возникновению связанных с этим неблагоприятных особенностей в поведении самолета. Применение тонких стреловидных и треугольных крыльев малого удлинения и большой стреловидности с заостренной передней кромкой вызвало существенное изменение их аэродинамических характеристик и особенно в области больших углов атаки. Эти изменения выразились, например, в более плавном протекании кривой Си=/(<-) в области максимума, в значительном увеличении критических углов атаки (акр ^30-4-40°), уменьшении демпфирующих моментов крена. На современных сверхзвуковых самолетах широко применяются средства автоматической стабилизации (демпферы рыскания, тангажа и т. п.), перекрестные связи в управлении самолетом (кинематическое подключение руля направления к элеронам). Это вызвано необходимостью повышения эффективности органов управления при переходе к большим сверхзвуковым скоростям, парирования слабозатухающих собственных колебаний самолета (особенно на больших высотах), получения приемлемых характеристик поперечной управляемости самолета на больших углах атаки (на 139 этих углах атаки при отклонении элеронов создаются значительные моменты рыскания, препятствующие кренению). У маневренных самолетов с переходом к сверхзвуковым скоростям существенно возрастает запас продольной устойчивости и значительно уменьшается запас путевой устойчивости. На больших углах атаки они имеют повышенный запас поперечной устойчивости и пониженный запас продольной устойчивости по перегрузке (возможна даже неустойчивость по перегрузке). Высокая тяговооруженность современных сверхзвуковых самолетов позволила весьма значительно увеличить эксплуатационные скорости (числа М) и высоты полета, продольные перегрузки (ускорения). Избыток тяги (при сравнительно больших расходах горючего) в основном обусловил преобладание у таких самолетов неустановившихся режимов полета. • Утолщение хвостовой части фюзеляжа (уменьшение сужения — диффузорности), увеличение длины корневых хорд крыла из-за большого сужения (особенно треугольного крыла) и малой относительной толщины крыла, а также увеличение стреловидности хвостового оперения способствуют повышению степени аэродинамического затенения хвостового оперения на околокритических углах атаки. Это снижает эффективность органов управления. Все перечисленные важнейшие особенности сверхзвуковых маневренных самолетов существенно сказываются и на характеристиках штопора этих самолетов. 5.3.1. Штопор на переходном (начальном) участке режима Расширение эксплуатационного диапазона высот полета делает возможным попадания самолета в сваливание и штопор на весьма больших высотах. С увеличением высоты сваливания начальный (переходный) участок штопора становится более пологим, протяженность его возрастает, потому что возрастает исходная истинная скорость сваливания (при постоянном скоростном напоре из-за уменьшения плотности воздуха с высотой истинная скорость увеличивается). В свою очередь возрастание истинной скорости полета вызывает увеличение числа М. Уменьшение Сус под усиливающимся влиянием сжимаемости с высотой приводит к дополнительному увеличению скорости сваливания. Летчикам на сверхзвуковых самолетах при непреднамеренном попадании в штопор в основном приходится иметь дело именно с начальным участком этого режима, так как в большинстве случаев вывод самолета из штопора приходится начинать задолго до начала его вертикального участка. Поэтому летчик должен твердо знать все особенности поведения и пилотирования современных сверхзвуковых самолетов на переходном участке штопора. Движение сверхзвукового самолета на переходном участке штопора обычно весьма неравномерно, т. е. сопровождается боль- 140 шими колебаниями, иногда остановками и даже изменениями направления вращения. Это обусловлено влиянием нелинейного протекания аэродинамических характеристик по углам атаки и скольжения, по числам М и Re и т. п., а также влиянием гироскопического момента ротора двигателя и несовпадения направлений оси вращения самолета и вектора скорости полета. Несовпадение направлений оси вращения самолета и вектора скорости полета приводит к изменению углов атаки и скольжения самолета в процессе вращения, а значит, и к изменению угловых скоростей крена и рыскания. Значительно уменьшается и скорость полета. Весьма резко и неравномерно изменяются аэродинамические силы и моменты. Вследствие увеличения угловых скоростей крена и рыскания и неравномерности их изменения влияние гироскопического момента на неравномерность движения самолета в штопоре усиливается. Переход к вертикальному штопору обычно бывает связан с хорошо заметным для летчика изменением характеристик режима. По окончании начального участка (приближенно это совпадает с началом установившегося снижения самолета) вращение самолета становится более определенным по направлению, интенсивным и равномерным. Из-за большого разноса масс вдоль фюзеляжа у сверхзвукового самолета движение крена развивается быстрее, чем движения рыскания и тангажа, что приводит к увеличению соотношения |ш.ХСр| : |">уср| на переходном участке штопора. Траектория полета на переходном участке под действием силы тяжести (подъемная сила здесь практически самонейтрализуется) постепенно отклоняется вниз. Увеличение крутизны траектории в известной мере замедляется стремлением раскрутившегося самолета подобно гироскопу сохранять исходное положение оси вращения в пространстве. Однако из-за большого угла атаки хвостового оперения (большой угол между продольной осью самолета и вектором скорости полета) на этом оперении возникают значительные аэродинамические силы, стремящиеся опустить нос самолета. Под преобладающим действием этих сил наклон оси вращения, как и наклон траектории, увеличивается (хотя и медленнее, чем у траектории). Спустя некоторое время (на средних высотах это бывает обычно через 15—20 с после входа в штопор) траектория (вектор скорости), а затем и ось вращения самолета становятся вертикальными или почти отвесными, т. е. их направления практически совпадают — начинается вертикальный штопор. К этому необходимо добавить следующее. Как отмечалось, на переходном участке скорость полета уменьшается (с увеличением закритических углов атаки увеличивается и лобовое сопротивление самолета). Это приводит к уменьшению аэродинамических восстанавливающего момента и момента авторотации. Но момент авторотации уменьшается медленнее, так как он изменяется пропорционально скорости в первой степени, а восстанавливающий — квадрату скорости. Это вызывает дополнительное увеличение скорости вращения, что способствует усилению влияния самолета как '•' 141 Рис. 5.17. К сравнению удалений летчика от центра тяжести на сверхзвуковых самолетах с крыльями изменяемой (а) и постоянной (б) стреловидности (/Л,>/Л2) гироскопа: приближение оси вращения к вектору скорости, а оси штопора к вертикали замедляется. Итак, к основным факторам, от которых зависят характеристики движений тангажа и рыскания (изменения углов атаки а и скольжения J3) на переходном участке штопора, относятся: а) аэродинамические моменты, создаваемые отклоненными по штопору рулями высоты и направления; б) гироскопический мо-1/12. мент ротора двигателя; в) несовпадение оси вращения самолета с вектором скорости полета, вызывающее циклические изменения углов о и Р; г) дестабилизирующий инерционный момент рыскания; д) восстанавливающий аэродинамический момент рыскания, стремящийся сохранить исходный угол скольжения. В действительности же на переходном участке самолет подвергается воздействию многих других факторов, усугубляющих неравномерность протекания штопора. Здесь (для упрощения, суть явления от этого не меняется) не учитывается влияние, например, демпфирующих и спиральных моментов, а также считается, что аэродинамические восстанавливающие моменты тангажа и рыскания знака не меняют. Изменения под влиянием указанных основных факторов характеристик движений тангажа и рыскания за один оборот самолета (поворот его на 360° относительно оси вращения, не совпадающей с вектором скорости) на переходных участках правого и левого нормальных штопоров при рулях, отклоненных по штопору, и нейтральных элеронах приведены в табл. 5.1—5.4. В заключение раздела важно отметить следующий существенный фактор, затрудняющий работу летчика при штопоре. Известно, что на некоторых сверхзвуковых самолетах из-за ряда особенностей конструктивно-весовой компоновки (удлиненная носовая часть фюзеляжа, значительные вес и объем механизма, изменяющего стреловидность крыла, и расположение его в центроплане или средней части фюзеляжа и др.) кабина летчика отнесена намного дальше от центра тяжести самолета, чем на старых сверхзвуковых самолетах (рис. 5.17). Поэтому летчик на современном самолете во время штопора испытывает (в других сходных условиях) существенно большие перегрузки (особенно нормальные). Установлено, что в этом случае перегрузки могут увеличиться на 142 Таблица 5.1 Изменение движения рыскания на переходном участке правого нормального штопора (рули высоты и направления отклонены по штопору, элероны в нейтральном положении) Четверть оборота Действие руля направления, отклоненного вправо t Действие гироскопиче- Действие несовпадения оси вращения с вектором ского момента скорости полета Действие инерционного дестабилизирующего момента рыскания Действие аэродинамического восстанавливающего момента рыскания I Вызывает левое скольжение Вызывает правое скольжение Вызывает правое скольжение Увеличивает угол | р | Препятствует изменению угла I P I 11 То же То же То же То же То же III » Вызывает левое скольжение Вызывает левое скольжение - » IV » То же То же у > & J^ 4-- Таблица 5.2 Изменение движения тангажа на переходном участке правого нормального штопора (при положениях рулей и элеронов, указанных в табл. 5.1) Четверть оборота Действие руля высоты, отктоненного вверх ^ручка отклонена на себя) Действие гироскопического момента Действие несовпадения оси вращения с вектором скорости полета Действие инерционного дестабилизирующего момента рыскания Действие аэродинамического восстанавливающего момента рыскания 1 Увеличивает угол а, поднимает нос самолета Увеличивает угол а, поднимает нос самолета Уменьшает угол о, опускает нос самолета Увеличивает угол | а |, поднимает нос самолета Препятствует изменению угла а (при увеличении а поднимает, при уменьшении а опускает нос самолета) II Увеличивает угол а, опускает нос самолета Увеличивает угол а, опускает нос самолета То же Увеличивает угол [ а |, опускает нос самолета Препятствует изменению угла а (при увеличении а опускает, при уменьшении а поднимает нос самолета) ill То же То же Увеличивает угол а. поднимает нос самолета То же То же IV Увеличивает угол а, поднимает нос самолета Увеличивает угол а, поднимает нос самолета То же Увеличивает угол | а |, поднимает нос самолета Препятствует изменению угла а (при увеличении а поднимает, при уменьшении а опускает нос самолета) Таблица 5.3 3 р ?5 Изменение движения рыскания на переходном участке левого нормального штопора (рули высоты и направления отклонены по штопору, элероны в нейтральном положении) Четверть оборота Действие руля направления, отклоненного влево Действие гироскопического момента Действие несовпадения оси вращения с вектором скорости полета Действие инерционного дестабилизирующего момента рыскания Действие аэродинамического восстанавливающего момента рыскания 1 Вызывает правое скольжение Вызывает правое скольжение Вызывает левое скольжение Увеличивает угол | р1 1 Препятствует изменению угла ^ и То же То же То же То же То же in » Вызывает левое скольжение Вызывает правое скольжение > • » IV » То же То же > - » •f- СЛ ? Т а б л и и а 5.4 Изменение движения тангажа на переходном участке левого нормального штопора (при положении рулей и элеронов, указанных в табл. 5.3) Четверть оборота Действие руля высоты, отклоненного вверх (ручка отклонена на себя) Действие гироскопического момента Действие несовпадения оси вращения с вектором скорости полета Действие инерционного дестабилизирующего момента тангажа 1 Действие аэродинамического восстанавливающего момента тангажа 1 Увеличивает угол а, поднимает нос самолета Уменьшает угол -, опускает нос самолета Уменьшает угол а, опускает нос самолета Увеличивает угол 1 a | , поднимает нос самолета Препятствует изменению угла а (при увеличении а поднимает, при уменьшении а опускает нос самолета) II Увеличивает угол а, опускает нос самолета Уменьшает угол а, поднимает нос самолета То же Увеличивает угол | * I, опускает нос самолета Препятствует изменению угла а (при увеличении а опускает, при уменьшении л поднимает нос самолета) III То же То же Увеличивает угол а, поднимает нос самолета То же То же IV Увеличивает угол а, поднимает нос самолета Уменьшает угол а, поднимает нос самолета То же Увеличивает угол |а|, поднимает нос самолета Препятствует изменению угла- а (при увеличении а поднимает, при уменьшении а опускает нос самолета) Art»2-f-2,5, а иногда и более. Величину нормальной перегрузки пу л, действующей на летчика, с учетом влияния удаления кабины от центра тяжести самолета можно найти по следующей формуле: пул zz и у + Длул, где пу — нормальная перегрузка в центре тя- жести самолета; Дяул:-г; 0,102 (да^о>у + ?z) /л — прирост перегрузки, вызванный удалением /л кабины летчика от центра тяжести самолета (рис. 5.17); юх, <ау — угловые скорости крена и рыскания соответственно; ег — угловое ускорение тангажа в штопоре. 5.3.2. Вертикальный (развившийся) штопор В начале переходного участка штопора можно считать, что вращение самолета происходит относительно его продольной или достаточно близкой к ней оси. В конце переходного участка (с развитием штопора) ось вращения самолета все более приближается к вектору скорости полета. В вертикальном (развившемся) штопоре эта ось уже близка, а в отдельных случаях и просто совпадает с вектором скорости. Таким образом, в развившемся штопоре ось штопора становится отвесной или почти вертикальной. Вектор скорости в этом случае составляет обычно сравнительно небольшой угол с вертикалью. Уменьшение угла между осью вращения и вектором скорости полета приводит к уменьшению колебаний и неравномерности движения самолета в режиме, способствует переходу к установившемуся штопору. Различия в аэродинамической, конструктивной и весовой компоновках сверхзвуковых и дозвуковых самолетов обуславливают значительные расхождения и в характеристиках вертикального штопора. Средняя угловая скорость вращения сверхзвукового самолета в таком штопоре, как правило, заметно меньше, чем у дозвукового. Это несколько облегчает сохранение летчиком пространственной ориентировки и уменьшает перегрузки в режиме. Летчики иногда говорят, что (в сходных условиях) сверхзвуковой самолет штопорит «спокойнее» дозвукового (несмотря на большие неравномерности вращения и колебания в режиме). Эта скорость уменьшилась в основном потому, что заметно увеличился разнос масс по продольной оси самолета и длиннее стал фюзеляж. Последнее вызвало увеличение тормозящего аэродинамического момента, создаваемого самим фюзеляжем и вертикальным оперением и препятствующего росту угловой скорости. Средний угол атаки у сверхзвукового самолета в развившемся штопоре значительно больше, чем у дозвукового. Обусловлено это в основном возрастанием инерционного момента тангажа, создаваемого центробежными силами, действующими на распределенные по длине фюзеляжа массы, и увеличением критических углов 6* 147 атаки. У большинства сверхзвуковых самолетов в нормальном развившемся штопоре на средних высотах аср~45-ь55°, у поршневых же самолетов при таком штопоре аср~28-т-35°. У сверхзвуковых самолетов в вертикальном штопоре значительно больше и скорость снижения. Объясняется это в основном возросшей удельной нагрузкой на крыло и ухудшением его несу- ъ>, рад/с 1 15 2 2,5 г,м 13 5.8 3,2 2 Рис. 5.18. Зависимость радиуса штопора от угловой скорости вращения самолета в режиме щих свойств. Из-за уменьшения средней угловой скорости вращения средний радиус штопора у сверхзвуковых самолетов тоже больше, чем у дозвуковых. Влияние угловой скорости вращения самолета в штопоре на радиус штопора показано на рис. 5.18. Нестабильность и неравномерность штопора, особенно на больших высотах, являются одними из важнейших особенностей поведения сверхзвуковых самолетов в этом режиме. Как уже указывалось, эти особенности в основном вызваны нелинейностью протекания аэродинамических характеристик, влиянием гироскопического момента ротора двигателя и несовпадения оси вращения самолета с вектором скорости (последнее относится только к переходному участку штопора). Кроме того, усилению неравномерности и нестабильности штопора в значительной степени способствуют особенности развития вихревой системы, образуемой фюзеляжем и крылом на закритических углах атаки, и ее влияния на условия ив •""""Л<.'.'•-•;•"•"; ';'• V" " '- •'•. ."'•"• : • - обтекания хвостового оперения, т. е. на его эффективность. При положительных закритических углах атаки хвостовое оперение может практически полностью попадать в эту вихревую систему. Если самолет имеет треугольное крыло, то при не очень больших закритических углах атаки поток отделяется от него и образуются интенсивные вихри, сходящие с передней кромки. Устойчивость такого обтекания уменьшается с возрастанием угла Рис. 5.19. Вихревые системы, образуемые комбинацией крыло — фюзеляж, у самолета с треугольным крылом: а — фюзеляж с удлиненной носовой частью; б — фюзеляж с короткой носовой частью атаки. На самолетах, имеющих короткую носовую часть фюзеляжа и тонкое треугольное крыло большой стреловидности, вихревые шнуры, сходящие с носовой части, обычно втягиваются в крыльевые вихри, закручиваются вокруг них и сливаются с ними (рис. 5.19,6). Если вихревые шнуры порождаются длинной носовой частью фюзеляжа, они могут проходить выше крыльевых вихрей и, практически не разрушаясь, достигать хвостового оперения (рис. 5.19, а). Эти вихревые шнуры чрезвычайно нестабильны. Попадая на вертикальное оперение, они могут вызвать появление значительных дестабилизирующих моментов рыскания. Аналогичное влияние могут оказывать и крыльевые вихри. Например, при больших углах стреловидности крыла сравнительно малого удлинения иногда даже небольшое скольжение приводит к тому, что главный вихрь крыла, проходящий вблизи фюзеляжа, попадает на вертикальное оперение. Такие вихри (особенно при неустановившемся вращении и колебаниях самолета) могут подходить к хвостовому оперению под непрерывно изменяющимися углами. Это приводит к изменениям характеристик устойчивости и управляемости самолета в штопоре. При этом в некоторых случаях вертикальное оперение создает весьма большие дестабилизирующие моменты, вызывающие резко нарастающее дивергентное движение рыскания. У самолета со стреловидным крылом концевые вихри имеют сравнительно небольшую интенсивность и проходят далеко 149 от хвостового (особенно от вертикального) оперения. Поэтому их влиянием на работу оперения можно пренебречь. Возникающие при относительно больших закритических углах атаки более мощные срединные вихри проходят ближе к вертикальному оперению, чем концевые. Однако попадать на него, т. е. влиять на его эффективность, срединные вихри могут только при весьма больших углах скольжения. При малых углах скольжения эти вихри проходят мимо вертикального оперения (рис. 5.20,а). ЛЗ&шш //2? =» -^ сжше р=0 V ^*?|ййцшшг .-^__П/7 Рис. 5.20. Прохождение срединных вихрей стреловидного крыла (а) и вихревых жгутов треугольного крыла (б) в области хвостового оперения У самолета с треугольным крылом малого удлинения при больших углах атаки это крыло может порождать интенсивные вихревые шнуры, которые проходят вблизи фюзеляжа и могут попадать на горизонтальное оперение, затеняя значительную его часть. На вертикальное же оперение они могут попасть даже при небольших углах скольжения. Поэтому у самолетов с крылом малого удлинения и большой стреловидностью передней кромки могут возникать потери путевой устойчивости, приводящие к появлению дивергентного рыскания. Современным сверхзвуковым самолетам чаще всего присущи режимы нормального устойчивого колебательного штопора, протекающего весьма неравномерно, с большими колебаниями самолета, часто с остановками и даже изменениями направления вращения. Иногда у них наблюдаются режимы неустойчивого штопора, характерные большими изменениями параметров движения и заканчивающиеся самопроизвольным выходом из штопора (при отклоненных по штопору рулях и нейтральных элеронах). К этим режимам относятся штопоры, протекающие в виде биений, в виде падения листом по спиралеобразной траектории и с нарастающими колебаниями. Появление этих режимов обусловлено в основном наличием резко выраженного нелинейного протекания аэродинамических коэффициентов (и в первую очередь — коэффициентов аэро- 150 динамических моментов рыскания и тангажа) по углам атаки и скольжения. Большое разнообразие режимов штопора у разных сверхзвуковых самолетов (и даже у одного и того же самолета) обуславливается влиянием на штопорные характеристики множества экс- Рис. 5.21. К сравнению средних и критических углов атаки самолета с крылом изменяемой геометрии в установившемся штопоре при малом (кривая а) и большом (кривая б) углах стреловидности (aKpi < окра, acpi у, самолета, попавшего в штопор на статической высоте. Штопор, весьма равномерный на статической высоте, на динамических высотах протекал с периодическими изменениями не только величин, но и знаков угловых скоростей крена и рыскания (т. е. это был нормальный неустойчивый штопор, протекавший в виде падения листом). На динамических высотах значительно возрастает разница между режимами правого и левого штопоров. В основном это объясняется тем, что с высотой уменьшаются аэродинамические моменты, но усиливается влияние гироскопического момента ротора 153 двигателя (и при штопорении с неработающим двигателем влияние этого момента тоже увеличивается, так как обороты авторотации двигателя на таких высотах возрастают). ш(1 г- 1- -1- \Д5.7—22'' 3°'t>c w« иДрад/с *l ЛЧ>2Г^3/С 2" 15 И, КМ Рис. 5.22. Изменения угловых скоростей крена и рыскания при штопоре на высоте ниже статического потолка (а) и динамической высоте (б); влияние высоты полета на основные характеристики штопора Значительно увеличивается на динамических высотах скорость снижения самолета в штопоре. Так, например, если на высоте примерно 7 км эта скорость составляет около 80 м/с, то в сходных условиях на Я»30 км она уже превышает 200 м/с. Обусловлено это в основном тем. что при постоянной приборной скорости (по- 154 ' етоянном скоростном напоре) с увеличением высоты истинная скорость полета растет. Характерной особенностью поведения самолета в штопоре на динамических высотах являются весьма большие колебания угловых скоростей, углов атаки, тангажа, крена и скольжения, а следовательно, и соответствующих перегрузок. В штопоре на этих высотах увеличивается отношение средних абсолютных величин угловых скоростей рыскания и крена. Продольные колебания самолета могут сопровождаться такими большими изменениями угла тангажа, что нос самолета в режиме нормального штопора может периодически то подниматься намного выше горизонта, то опускаться настолько, что самолет оказывается в вертикальном или близком к нему положении. При этом углы крена могут изменяться больше чем на ±180°, а самолет может периодически попадать в положение «на спине» или даже практически выполнять бочку. Все это значительно ухудшает видимость горизонта (даже в конце горки, т. е. при сравнительно небольших углах тангажа, летчик при отличной погоде видит обычно только часть линии горизонта) и весьма затрудняет летчику сохранение пространственной ориентировки, т. е. сохранение правильного представления о характере движения самолета и его пространственном положении. Уменьшение устойчивости движения и увеличение неравномерности вращения самолета в штопоре на динамических высотах усиливают (или порождают, если в штопоре на сравнительно меньших высотах последняя отсутствует) его тенденцию к непроизвольным периодическим остановкам вращения, переходам из нормального штопора одного направления в нормальный штопор другого направления (из правого в левый и наоборот) при неизменном положении рулей по начальному штопору. Уменьшение устойчивости движения и возрастание продольных колебаний самолета на динамических высотах усиливают его стремление к непроизвольному переходу из нормального в перевернутый штопор и обратно (тоже при неизменном положении рулей по исходному штопору). Как правило, у сверхзвуковых самолетов нормальный штопор на динамических высотах протекает в виде падения листом по спиралеобразной траектории либо (реже)— с нарастающими колебаниями. При таком характере изменения режима иногда даже очень опытному летчику трудно бывает отличить правый штопор от левого и нормальный от перевернутого. Пример сваливания с переходом самолета в штопор на динамических высотах приведен на рис. 5.23. Как видно из графика, летчик ввел самолет в горку (при t^llQ с) по достижении числа Мпред~2,5. В процессе выполнения горки возникли боковые колебания самолета (на Я>20 км), нараставшие с высотой. При этом ручку управления летчик удерживал отклоненной полностью на себя (8В =—30°) для выхода на динамический потолок, а парируя боковые колебания, непрерывно действовал элеронами и рулем направления. На динамической высоте (29 км) возникло 155 Н.км V./m/4 M Si Рис. 5.23. Сваливание самолета с переходом в штопор на динамических высотах 156 сваливание (при ^»180 с), а примерно через 10 с после этого (на динамическом потолке Яд~30 км) самолет вошел в штопор и начал снижаться. Режим протекал крайне неустойчиво: самолет попеременно переходил из нормального в перевернутый и из правого-в левый штопор. Так, например, с /~190 с в течение 10 с был левый нормальный штопор, в следующие 10 с — правый перевернутый, затем правый нормальный (в интервале 220—225 с) и т. д. Авторотация прекратилась только на высоте примерно 12 км. С момента начала сваливания до момента прекращения авторотации прошло примерно 60 с. С момента начала штопора до момента прекращения самовращения потеряно около 18 км высоты. Сильное влияние увеличения начальной высоты на характеристики штопора объясняется не столько непосредственно самим падением плотности воздуха с высотой, сколько (и в основном) влиянием изменения таких параметров подобия режимов полета, как чисел М, Re и т. п. Изменение этих параметров влияет на протекание аэродинамических коэффициентов и их производных по углам атаки и скольжения, приводя, в частности, к существенному усилению нелинейности протекания этих зависимостей. Уменьшение аэродинамического демпфирования и относительное увеличение инерционных моментов (особенно рыскания и тангажа) на динамических высотах также способствуют возрастанию колебаний и неравномерности движения самолета в штопоре. Протяженность и продолжительность переходного участка штопора при практически неизменном начальном скоростном напоре (сваливание с минимальной скорости) с увеличением динамической высоты значительно возрастают, что объясняется в основном увеличением начальной истинной скорости полета (увеличением начальной кинетической энергии самолета). Указанные характеристики переходного участка возрастают и в том случае, если эта скорость остается неизменной. Это обусловлено уменьшением аэродинамических сил (в первую очередь лобового сопротивления) и моментов (в частности, момента, действующего на хвостовое оперение и способствующего опусканию носа самолета) с падением плотности воздуха. Вследствие большой протяженности переходного участка штопора у сверхзвуковых самолетов на динамических высотах характерно следующее изменение скорости полета в штопоре после сваливания с минимальной скорости исходного режима прямолинейного горизонтального полета. В начале этого участка (когда лобовое сопротивление самолета с переходом на закритические углы атаки значительно возрастает, а ось штопора имеет малый наклон к горизонту) индикаторная и истинная скорости полета уменьшаются. Когда же наклон оси штопора увеличится настолько, что составляющая силы веса самолета, действующая в направлении полета, станет больше лобового сопротивления, индикаторная скорость начинает расти. При этом обычно увеличивается и истинная скорость полета, но в меньшей степени, так как плотность воздуха из-за снижения самолета возрастает 157 (обычно эта скорость возрастает до величины, меньшей ее начального значения). На вертикальном участке, т. е. в развившемся штопоре, индикаторная скорость полета остается практически постоянной, а истинная скорость в процессе снижения уменьшается (растет плотность воздуха). При попадании в штопор с динамического потолка (когда начальная приборная скорость полета намного меньше минимальной скорости установившегося горизонтального полета) самолет на протяжении переходного участка штопора разгоняется. Обусловлено это тем, что в режиме вертикального штопора, когда (хотя бы приближенно) устанавливается равновесие сил, действующих на самолет по вертикали, средняя скорость полета будет близка к Vmin- Указанная особенность в этом случае способствует значительному увеличению переходного участка штопора. Существенно влияет на режим штопора начальная приборная скорость полета. Так, например, только увеличение этой скорости (без учета влияния сжимаемости и вязкости воздуха) значительно усиливает резкость входа в штопор, а также неравномерность движения и колебаний самолета в режиме (из-за возрастания аэродинамических сил и моментов с увеличением скоростного напора). При входе в штопор с большой приборной скорости появляются значительные продольные и боковые колебания самолета, которые, однако, быстро затухают с уменьшением ее. В результате того что возрастание начальной приборной скорости полета влечет за собой увеличение влияния сжимаемости и вязкости воздуха (увеличение чисел М и Re), указанные колебания еще более усиливаются. Поэтому штопор, возникающий после динамического сваливания, отличается заметно большей неравномерностью и нестабильностью протекания всех его параметров. Особенно большие колебания и наиболее сильное проявление резкости и неравномерности движения самолета в штопоре наблюдаются при сваливании с больших сверхзвуковых скоростей (чисел М) полета (рис. 5.24). В этом случае кроме значительного увеличения переходного участка штопора весьма усиливается интенсивность самовращения (большая приборная скорость полета) самолета непосредственно после входа в штопор (большой момент авторотации). В штопоре, возникшем на сверхзвуковом числе М и протекающем сравнительно недолго (быстрый вывод), возможно сохранение сверхзвуковой скорости в режиме и даже на выходе самолета из него. Так, например, из рис. 5.24 видно, что самолет вошел в штопор при числе М~1,48 и на выходе из него скорость все еще была сверхзвуковая (число М^1,2). После входа в штопор с больших сверхзвуковых скоростей скорость гасится быстрее, чем с дозвуковых, так как в этом случае лобовое сопротивление самолета больше. После входа в штопор с начальной перегрузкой траектория полета в начале переходного участка отклоняется вверх, что обусловлено действием сравнительно большой нормальной силы, на- 158 Рис. 5.24. Вход в штопор и выход из него на сверхзвуковой скорости 159 lPi--? правленной в начальный момент (при отсутствии крена) вертикально вверх. Это приводит к увеличению неравномерности движения самолета и создает летчику дополнительное затруднение в определении характера возникшего режима. 5.3.4. ВЗАИМОВЛИЯНИЕ РЕЖИМА РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ И РЕЖИМА ШТОПОРА Влияние работы двигателя на штопор. На современных сверхзвуковых самолетах обычно устанавливаются турбореактивные двигатели (ТРД). Режим работы ТРД может оказывать заметное влияние на характеристики штопора. В штопоре, выполняемом с работающим двигателем, на самолет дополнительно действуют: тяга двигателя, момент, создаваемый тягой двигателя относительно центра тяжести самолета, и гироскопический момент. Кроме того, на характеристики штопора могут оказывать влияние нормальная и боковая силы, возникающие в результате поворота набегающего потока на входе в воздухозаборник, изменение обтекания носовой части фюзеляжа (при носовых воздухозаборниках) в зависимости от режима работы двигателя и изменение эффективности хвостового оперения под влиянием подсасывающего эффекта вытекающей из выходного сопла реактивной струи. Наибольшее влияние на штопор оказывает гироскопический момент, создаваемый вращающимся ротором двигателя. У современных сверхзвуковых самолетов это влияние сказывается заметно сильнее, чем у старых, так как увеличились абсолютные величины моментов инерции (увеличились размеры и вес) роторов в связи с увеличением тяги ТРД. Под влиянием гироскопического момента при вращении в штопоре у самолета возникает дополнительное движение. Направление этого движения легко определить с помощью следующего простого правила (рис. 5.25): если смотреть с места летчика вперед, то незаштрихованную стрелку, показывающую направление движения носа самолета, возникшего при вращении в штопоре (принудительное отклонение), следует мысленно повернуть на 90° в 160 Рис. 5.25. Определение направления действия на самолет гироскопического момента ротора турбореактивного двигателя при левом (Л) и правом (5) вращении ротора сторону вращения ротора двигателя; тогда в новом положении стрелка (на рисунке она заштрихована) покажет, куда отклонится нос самолета под действием гироскопического момента (направление дополнительного движения). Тогда (согласно этому правилу) при левом вращении ротора двигателя и левом штопоре принудительное отклонение носа самолета вверх вызывает дополнительное движение влево (рис. 5.25, а), увеличивающее угловую скорость рыскания и, следовательно, усиливающее действие гироскопического момента; отклонение носа влево — дополнительное движение на пикирование (рис. 5.25, б), уменьшающее средний угол атаки; отклонение «оса вниз — дополнительное движение вправо (рис. 5.25, в), уменьшающее угловую скорость рыскания, а значит, ослабляющее действие гироскопического момента на опускание носа самолета и т. д. Таким образом, под действием гироскопического момента в рассматриваемом режиме штопора средние значения угла атаки и угловой скорости рыскания уменьшаются, а их колебания возрастают. Возрастание колебаний угловой скорости рыскания приводит к увеличению колебаний угла скольжения самолета. Всегда штопор, совпадающий по направлению с направлением вращения ротора двигателя (например, левый штопор при левом вращении ротора), оказывается менее устойчивым и интенсивным, чем штопор противоположного направления вращения. Такой характер влияния гироскопического момента на протекание штопора закономерен и в той или иной степени присущ всем самолетам. При этом чем больше абсолютные величины и колебания угловых скоростей вращения самолета в штопоре, тем сильнее и резче проявляется влияние гироскопического момента. У современных сверхзвуковых смолетов различие между правым и левым штопорами из-за дополнительного влияния гироскопического момента ротора ТРД проявляется сильнее, чем у дозвуковых реактивных самолетов. На рис. 5.26 приведен пример влияния гироскопического момента на характеристики правого и левого штопоров одного и того же сверхзвукового самолета с двигателем, имеющим ротор левого вращения (данные получены в сходных условиях, рули отклонены по штопору, элероиы в нейтральном положении). Из графика видно, что в левом штопоре колебания самолета были значительно большими, чем в правом. Так, например, если в левом штопоре амплитуда изменения боковой перегрузки Д/z^^l, то в правом &nZi —0,1. Такая разница связана с тем, что в левом штопоре углы скольжения изменялись сильнее, чем в правом. Следует отметить, что работа турбореактивного двигателя влияет на характеристики штопора в значительно меньшей степени, чем работа турбовинтового двигателя (ТВД). Объясняется это в основном тем, что ТРД практически не создает реактивного момента (подобного тому, который возникает при вращении воздушного винта у ТВД) и меньше влияние гироскопического мо- 161 СП •to Vnp кн/ч 400- *у,-, xo- rn ««ЧУгг;/^ 2 20 VI 5 tf Рис. 5.26. Различия в характеристиках правого и левого штопоров, вызванные влиянием гироскопического момента ротора турбореактивного двигателя (левое вращение) мента от его ротора, а также тем, что нет дополнительного обдува поверхностей (в частности, хвостового оперения) самолета. Такой обдув на самолетах с ТВД создается воздушным винтом. Последнее для этих самолетов иногда может играть решающую роль, например при выводе из штопора (дополнительный обдув увеличивает эффективность рулей). Влияние режима штопора на работу двигателя. Известно, что режим штопора практически не влиял'«а работу как поршневых двигателей, так и реактивных двигателей с центробежным'И компрессорами (последние были установлены, например, на дозвуковых реактивных самолетах МиГ-15 и МиГ-17). Те и другие двигатели в условиях штопора работали безотказно. Так, например, у ТРД с центробежными компрессорами помпажных срывов при штопоре не наблюдалось. Поэтому на дозвуковых самолетах с такими ТРД, как и на самолетах с поршневыми двигателями, летчику не требовалось уделять особого внимания контролю за работой двигателя. Современные сверхзвуковые самолеты оснащены турбореактивными двигателями с высоконапорными осевыми компрессорами, весьма чувствительными к появлению возмущений воздушного потока на входе в двигатель. Такие возмущения (незначительной интенсивности) и возникают в воздухозаборнике при болыших углах атаки и скольжения, при больших угловых скоростях и ускорениях (больших колебаниях) самолета, характерных для режима штопора. В результате могут возникать помпажные срывы и, как следствие, отказ двигателя. Условия работы двигателя сверхзвукового самолета в штопоре оказываются значительно более неблагоприятными (особенно на больших, в частности динамических, высотах), чем это было на дозвуковых самолетах. Такая особенность требует от летчика повышенного внимания к работе двигателя при попадании сверхзвукового самолета в штопор. Глава 6 ВЫВОД САМОЛЕТА ИЗ ШТОПОРА 6.1. ОТКЛОНЕНИЯ РЫЧАГОВ И ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ ПРИ ШТОПОРЕ Для успешной борьбы со штопором весьма важно знать общепринят^ понятия, относящиеся к действиям летчика рычагами и органами управления самолетом в этом режиме. Рычагами управления самолетом являются ручка (штурвал) систем продольного и поперечного управления и педали системы путевого управления. Эти рычаги для краткости соответственно называются ручкой управления (на тяжелых самолетах —• штурвалом управления) и педалями. К органам управления самолетом относятся: руль высоты—орган системы продольного управления (на самолетах с цельноповоротным горизонтальным оперением этим органом является 'Цельноповоротный или, что то же самое, управляемый стабилизатор), элероны — орган системы поперечного управления (под этим понимается любой орган поперечного управления, действующий от ручки управления) и руль направления — орган системы путевого управления (на самолетах с цельноповоротным вертикальным оперением им служит цельноповоротный или, что одно и то же, управляемый киль). ЕслИ смотреть с места летчика вперед (на нос самолета), то вращение самолета в штопоре по ходу часовой стрелки, т. е. в сторону правого полукрыла, будет называться правым (правый штопор), а вращение против хода этой стрелки, т. е. в сторону левого полукрыла, — левым (левый штопор). ПолУкрыло, в сторону которого происходит вращение самолета в штопоре, называется внутренним, противоположное — внешним. Например, в левом штопоре внутренним будет левое полукрыло, наружным — правое. Аналогично определяются и названия педалей. В частности, в левом же штопоре левая педаль станет внутренней, правая — внешней. Рычаги управления считаются отклоненными по штопору, если внутренняя педаль отклонена вперед, а ручка управле- 164 ния в поперечном отношении (по элеронам) отклонена в сторону внутреннего полукрыла, в продольном (по углу атаки или по тангажу) — на увеличение абсолютного значения угла атаки. Рычаги управления будут отклонены против штопора, если внешняя педаль отклонена вперед, а ручка управления в поперечном отношении отклонена в сторону внешнего полукрыла— против вращения, в продольном — на уменьшение абсолютного значения угла атаки. В нормальном и перевернутом штопорах рычаги управления считаются отклоненными по штопору, если: а) в правых штопорах: правая педаль отклонена вперед, ручка управления — вправо (к правому бор.ту самолета) и на себя — в нормальном штопоре, от себя — в перевернутом; б) в левых штопорах (рис. 6.1): левая педаль отклонена вперед, а ручка управления — влево (к левому борту самолета) и на себя — в нормальном штопоре, от себя — в перевернутом. В нормальном и перевернутом штопорах рычаги управления будут отклонены против штопора, если: а) в правых штопорах: левая педаль отклонена вперед, а ручка управления — влево (к левому борту самолета) и от себя — в нормальном штопоре, на себя — в перевернутом; б) в левых штопорах: правая педаль отклонена вперед, а ручка управления — вправо (к правому борту самолета) и от себя — в нормальном штопоре, на себя — в перевернутом. Аналогично определяются и отклонения руля высоты и руля направления по штопору и против штопора. Эти рули считаются отклоненными по штопору, когда руль высоты отклонен вверх в нормальном и вниз в перевернутом штопорах, а руль направления— в правых нормальном и перевернутом штопорах отклонен вправо, в левых — влево. Рули будут отклонены против штопора, если руль высоты в нормальном штопоре отклонен вниз, в перевернутом — вверх, руль направления в правых нормальном и перевернутом штопорах отклонен влево, в левых — вправо. Направления отклонений руля высоты и элеронов (вверх или вниз) определяются только относительно самолета, т.е. независимо от его положения в пространстве (рис. 0.1). На рис. 6.2 показаны положения ручки и педалей, отклоненных против правого перевернутого штопора. Необходимо помнить, что положения ручки управления по штопору и против -штопора (ее поперечные отклонения) в нормальном штопоре соответствуют отклонениям элеронов по штопору и против штопора. В перевернутом же штопоре наблюдается обратная картина: откло-нение ручки, например, по штопору в таком штопоре соответствует отклонению элеронов против штопора. Элероны считаются отклоненными по штопору, если: а) в правом нормальном штопоре—правый элерон отклонен вверх (ручка управления отклонена к правому борту самолета), в 165 правом перевернутом Штопоре— правый элерон О1гклонен вниз (ручка управления отклонена к левому борту); б) в левом нормальном штопоре — правый элерон отклонен вниз (ручка управления отклонена к левому борту самолета), в Левые штопоры Нормальный Перевернутый Рычаги и рули отклонены пд штопору • Рычаги и рули, отклонены против штопора Рис. 6.1. Отклонения ручки управления (управляемого стабилизатора) и педалей (управляемого киля) по штопору и против штопора в левых нормальном и перевернутом штопорах левом перевернутом штопоре — правый элерон отклонен вверх (ручка управления отклонена к правому борту). 166 Элероны будут отклонены против штопора, если: а) в правом нормальном штопоре — правый элерон отклонен вниз (ручка управления отклонена к левому борту), в правом перевернутом штопоре — правый элерон отклонен вверх (ручка управления отклонена к правому борту); б) в левом нормальном штопоре — правый элерон отклонен вверх (ручка управления отклонена к правому борту), в левом перевернутом штопоре — правый элерон отклонен вниз (ручка управления отклонена к левому борту). Отклонения ручки управления и элеронов по штопору и против штопора в левых нормальном и перевернутом штопорах показаны на рис. 6.3. Отклонения рычагов и органов управления и изменения параметров движения самолета в нормальном и перевернутом штопорах показаны в табл. 6.1 и 6.2 (под параметрами понимаются средние значения характеристик движения самолета в колебательном штопоре; знаки «плюс» и «минус» даны в соответствии с правилом, приведенным на рис. 0.1). Важными штопорными характеристиками самолета являются величина запаздывания выхода его из штопора и потеря высоты на выводе из режима. Запаздыванием выхода самолета из штопора называется время( в секундах), проходящее с момента окончания отклонения летчиком последнего рычага управления на вывод из режима до момента прекращения авторотации. Последним считается тот рычаг управления, который при выводе самолета из штопора определенным методом летчик отклоняет в последнюю очередь. При выводе современных самолетов из штопора существующими методами таким рычагом оказывается ручка управления (яри продольном ее Отклонении). Запаздывание может определяться и количеством витков штопора, сделанных самолетом за время вывода. Но этот способ менее точен, а иногда и просто неприменим (например, при выводе из штопора типа падения листом). 167 Рис. 6.2. Отклонения ручки (руля высоты) и педалей (руля направления) против штопора в правом перевернутом штопоре (нейтральные положения ручки и педалей показаны пунктиром): / — ручка управления отклонена на себя (руль высоты вверх); 2 — левая педаль дана до упора вперед (руль направления влево) О5 ОО Левый нормальный штопор Ручка и элероны - по штопору Ручка вледо Прабый элерон вниз \ Ледый перевернутый штопор Ручка - по штопору, элероны-протид штопора <*з<0-]и- "ШТ Ручка влево Правь/и элерон вниз Ручка и элероны—против штопора Ручка-против шглспора, элероны-по штопору Ручка Вправо Правый элерон вверх Ручка вправо Прабый элерон вверх. Рис. 6.3. Отклонения ручки и элеронов по штопору и против штопора в левых нормальном и перевернутом штопорах (вид на самолет сзади) Таблица 6.1 Отклонения рычагов и органов управления самолетом при штопоре Вид штопора Отклонение по штопору Отклонение против штопора ручки (штурвала) управления левой педали правой педали руля высоты правого элерона руля направления ручки (штурвала) управления левой педали правой педали руля высоты правого элерона руля направления продольное поперечное продольное поперечное Нормальный правый На себя Вправо Назад Вперед Вверх Вверх Вправо От себя Влево Вперед Назад Вниз Вниз Влево — *в ~ *э +*н +хн -«в -»8 + 8„ + хв + ХЭ хя — хн + 8В + 8Э -8„ Нормальный левый На себя Влево Вперед Назад Вверх Вниз Влево От себя Вправо Назад Вперед Вниз Вверх Вправо —хв +хэ '-*н хм -«в + 8, -8* + хв — хэ +хн +хн + 8В — 8Э +ан Перевернутый правый От себя Вправо Назад Вперед Вниз Вниз Вправо На себя Влево Вперед Назад Вверх Вверх Влево + хв хэ +хн +ха + 8- + оэ + о„ — хв +хэ —хя Хц — 6В — s9 -8„ Перевернутый левый От себя Влево Вперед Назад Вниз Вверх Влево На себя Вправо Назад Вперед Вверх Вниз Вправо + хв + хэ хн ха +г„ -*в --в XQ Хэ +хя +хя -8в + 5Э +гн CD to -.1 о Таблица 6.2 Движение крена, рыскания и тангажа и действие нормальной перегрузки при штопоре Вид штопора Движение Действие нормальной перегрузки крена рыскания тангажа Нормальный правый Кренение вправо (на правое полукрыло) Отклонение носа самолета вправо Подъем носа самолета (при нормальном положении самолета) Летчика прижимает к сиденью + •*-, -юу, + »-. +«„ Нормальный левый Кренение влево (на левое полукрыло) Отклонение носа самолета влево То же То же — юг х\ + шу, Перевернутый правый Кренение влево (на правое полукрыло) Отклонение носа самолета вправо Подъем носа самолета (при перевернутом положении самолета) Летчика отрывает от сиденья —«Ч -шу, — to . -"у, Перевернутый левый Кренение вправо (на левое полукрыло) Отклонение носа самолета влево То же То же + <•>.-, + <ЙУ, Потеря высоты за вывод самолета из штопора измеряется разностью (перепадом) между высотой, на которой летчик закончил отклонение последнего рычага управления на вывод, и высотой окончания перевода самолета в горизонтальный полет после вывода из режима. 6.2. ОСОБЕННОСТИ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ В ШТОПОРЕ Как уже отмечалось, штопор — неэксплуатационный сложный и необычный режим полета. Поэтому и управлять самолетом в штопоре всегда труднее, чем в любом другом режиме. Это, конечно, относится и к современным самолетам. Но особенности поведения этих самолетов в штопоре делают управление ими более сложным, чем это было на прежних самолетах. Одна из особенностей управления самолетом в штопоре состоит в том, что действия рычагами управления (рулями) при выводе из режима принципиально отличаются от таких действий на всех эксплуатационных режимах. Так, например, в этом случае требуются весьма энергичные (даже резкие) и большие по размаху (зачастую на полный ход — от упора до упора) отклонения рулей (вследствие замедления ответной реакции самолета на действия летчика рулями). Из-за больших угловых скоростей в штопоре существенно ухудшается управляемость самолета. У сверхзвуковых самолетов, как правило, действие отклонения элеронов в штопоре оказывается обратным действию на обычных режимах и нередко его влияние на характер штопора бывает решающим. В известной степени противоположными (в сравнении с привычными на эксплуатационных режимах полета) являются и отклонения рычагов управления при выводе из штопора. Например, можно считать (весьма условно), что в штопоре и на пикировании положения самолета в пространстве одинаковы — в обоих случаях он снижается с опущенным носом. Но для вывода самолета из пикирования необходимо отклонять ручку управления на себя, а для вывода из штопора —от себя, так как физическая сущность обоих режимов резко различна. К сказанному следует добавить, что в штопоре весьма необычны ощущения летчика и усложняется ведение пространственной ориентировки (влияние угловых скоростей и перегрузок, необычное и быстро изменяющееся пространственное положение самолета, отсутствие или частичная видимость линии горизонта и т. п.). Все это требует от летчика собранности, внимания, умения, а порой и большой затраты физических сил для выполнения точных действий рулями при выводе самолета из штопора. При полете на больших углах атаки летчик должен всегда уделять самое серьезное внимание предотвращению попадания самолета на опасные режимы. Если возник штопор, летчик должен начинать вывод самолета из этого режима немедленно после того, как он понял, что про- 171 изошло. Под влиянием фактора неожиданности и возможной беспорядочности движений самолета после входа в штопор летчик может реагировать на создавшуюся ситуацию с заметным запаздыванием и недостаточно четко действовать рычагами управления. При разработке методов вывода самолета из штопора учитывается реально возможное запаздывание реакции летчика средней квалификации. Для летчика простота этих методов имеет решающее значение. Поэтому в рекомендуемых методах вывода указываются только те действия летчика, без которых выход самолета на эксплуатационные режимы просто невозможен. Вывод самолета из штопора, по существу, состоит из трех этапов: — первый (основной) этап —собственно вывод из штопора, т. е. устранение самовращения самолета; — второй этап — пикирование (уже на докритических углах атаки) для увеличения скорости полета в целях обеспечения безопасного продолжения полета; — третий этап — вывод самолета из пикирования и перевод его в режим прямолинейного горизонтального полета со скоростью, равной или превышающей эволютивную. Однако обычно под термином «метод вывода из штопора» понимают метод пилотирования, обеспечивающий надежное прекращение самовращения самолета и являющийся, по существу, лишь первым этапом вывода из штопора. В данной главе и приводятся методы пилотирования самолета на этом этапе под названием «методы вывода». В дальнейшем будут широко использоваться два термина: «вывод» и «выход» из штопора. Первый из них будет относиться к действиям летчика (он выводит самолет из штопора), второй — к описанию движения самого самолета в соответствующих условиях (самолет выходит из штопора). В известном смысле эти термины взаимозаменяемы. Первый и наиболее сложный этап вывода из штопора считается законченным, когда среднее значение угла атаки самолета оказывается докритическим, что приводит к прекращению самовращения самолета. 6.3. ВЛИЯНИЕ ОТКЛОНЕНИЯ ЭЛЕРОНОВ НА ШТОПОР При отклонении элеронов возникают аэродинамические моменты крена и рыскания. Появление момента крена обусловлено неодинаковым изменением подъемных сил, а возникновение момента рыскания — различным изменением сил лобового сопротивления на правом и левом полукрыльях. Отклонения элеронов вверх и вниз по-разному изменяют лобовое сопротивление. Это различие существенно зависит от угла атаки самолета. Аэродинамический момент крена, возникающий при отклонении элеронов по штопору, усиливает вращение самолета относительно его продольной оси, а при отклонении против штопора 172 препятствует этому вращению. Аэродинамический момент рыскания, возникающий при отклонении элеронов по штопору, обычно противодействует вращению самолета относительно его нормальной оси, при отклонении же против штопора он усиливает это вращение. Моменты крена и рыскания, возникающие при отклонении элеронов, в своей совокупности на разных типах самолетов влияют на штопор (а следовательно, и на выход самолета из штопора) по-разному. Это объясняется тем, что при отклонении элеронов изменяются аэродинамические моменты крыла, которые в зависимости от величины и направления остальных моментов, действующих на самолет в штопоре, могут различно влиять на режим штопора и характеристики выхода из него. В большинстве же случаев отклонение элеронов в штопоре и на выводе из него весьма существенно влияет на характер режима (объясняется это главным образом изменением угла скольжения под действием элеронов). У сверхзвуковых самолетов влияние отклонения элеронов на штопор заметно возросло по сравнению с дозвуковыми самолетами. У сверхзвуковых самолетов, имеющих, как правило, крылья малого удлинения, при отклонении элеронов по штопору нормальный штопор становится менее устойчивым, уменьшаются абсолютные величины средних угловых скоростей, увеличиваются колебания (особенно продольные и поперечные) и неравномерность вращения самолета, может непроизвольно изменяться направление вращения, периодически прекращаться вращение, возникать кренение в сторону, противоположную вращению, и т. п. Отклонение элеронов против штопора делает нормальный штопор обычно более устойчивым и равномерным, протекающим с меньшими колебаниями самолета и в некоторых случаях при больших средних углах атаки. Иногда такое отклонение элеронов вызывает переход самолета из нормального в перевернутый штопор. В отдельных случаях его влияние на характер штопора бывает весьма слабым или практически вообще не сказывается. Влияние отклонения элеронов в нормальном штопоре на характеристики этого режима современных сверхзвуковых самолетов можно видеть из графиков на рис. 6.4—6.9. Вначале приводятся примеры протекания штопоров после сваливания с высот 10—12 км. На рис. 6.4 и 6.5 для сравнения показаны характеристики левых нормальных штопоров при нейтральном положении элеронов и при элеронах, отклоненных по штопору. Из рис. 6.5 видно, что летчик отклонил элероны по штопору (на величину Д8Э=15-М70) сразу же после сваливания и удерживал их в этом положении до начала вывода самолета из штопора. Примерно через 10 с после начала левого штопора (при ?«16 с) вращение самолета прекратилось, а затем он самопроизвольно перешел из левого в правый нормальный штопор, продолжавшийся при отклоненном по левому штопору (т. е. против правого штопора) руле направления. Влияние отклонения элеронов против штопора на характеристики левого нормального штопора показано на рис. 6.6. В этом 173 Рис. 6.4. Левый нормальный штопор при нейтральном положении элеронов Рис. 6.5. Левый нормальный штопор при элеронах, отклоненных по штопору случае элероны были отклонены на Д8Э~5-ИО°, что привело к некоторому возрастанию средней угловой скорости рыскания. Влияние отклонения элеронов по штопору на протекание правого "нормального штопора показано «а рис. 6.7. Из графика видно, что в течение примерно 7 с после отклонения элеронов по штопору на А8Э~12° правый штопор был весьма неравномерным, а затем самолет самопроизвольно перешел в левый нормальный штопор. Последний оказался более устойчивым и равномерным, протекал с меньшими колебаниями, чем левый при нейтральных элеронах (рис. 6.4). Как видно из рис. 6.8, отклонение элеронов по штопору в правом нормальном штопоре на 10—12° хотя и не вызвало перехода в штопор другого направления (как это было в предыдущем примере), но колебания самолета в режиме увеличились. Влияние отклонения элеронов против штопора примерно на 12° в правом нормальном штопоре на протекание этого режима показано на рис. 6.9: значительно увеличились поперечные и продольные колебания самолета. Отклонение элеронов может весьма существенно влиять также и на характеристики перевернутого штопора. У сверхзвуковых самолетов отклонение элеронов по штопору в перевернутом штопоре обычно приводит к увеличению неравномерности движения и колебаний самолета, уменьшению устойчивости его движения в режиме, к остановкам или изменению направления вращения самолета, а иногда и к переходу самолета из перевернутого в нормальный штопор. Отклонение элеронов против штопора в перевернутом штопоре, как правило, вызывает уменьшение колебаний и неравномерности вращения самолета, переход на меньшие (по абсолютной величине) средние углы атаки, т. е. опускание носа самолета при положении «на спине». Последнее иногда может приводить к переходу самолета в нормальный штопор. На рис. 6.10 показано влияние отклонения элеронов по штопору (А8Э~20°) на правый перевернутый штопор. Из графика видно, что это привело к появлению устойчивого колебательного штопора. Как видно из рис. 6.11, отклонение элеронов по штопору на Д8Э~8° при вводе самолета из положения «на спине» в левый перевернутый штопор привело к переходу самолета в левый нормальный штопор. Последний протекал при отклоненных по перевернутому штопору рулях. Из примера на рис. 6.12 видно, что отклонение элеронов против штопора на А8э~14-н180 в левом перевернутом штопоре привело к тому, что самолет опустил нос (уменьшил отрицательный угол атаки) и стал вращаться практически в вертикальном положении с большой угловой скоростью крена (о)Л.ср^-;2,8 рад/с при шуср«0,1 рад/с). В приведенных примерах отклонение элеронов в штопоре является ошибкой пилотирования (см. раздел 6.6.4). Эта ошибка усложняет вывод самолета из штопора, 176 Рис. 6.6. Левый нормальный штопор при элеронах, от. клоненных против штопора 177 Рис. 6.7. Отклонение элеронов по штопору (Д8Э«12°) в исходном режиме правого нормального штопора, вызвавшее переход в левый перевернутый штопор (Л — нормальный штопор; Б — перевернутый штопор) 178 Рис. 6.8. Правый нормальный штопор при элеронах, отклоненных по штопору (Д8Э«8-ИО°) 179 Рис. 6.9. Правый нормальный штопор при элеронах, отклоненных против штопора (А5а~12°) Н.кмМ УПР, км/ч 13 0,9 800- 10 50 Рис. 6.10. Правый перевернутый штопор при элеронах, отклоненных по штопору (Д8Э»20°) 181 Рис. 6.11. Попытка ввода самолета в левый перевернутый штопор при элеронах, отклоненных по штопору (Д8Э«8°) 182 Рис. 6.12. Левый перевернутый штопор при элеронах, отклоненных против штопора (ДЗЭ« 14ч-18е) Изложенное выше говорит о том, что на характер нормального и перевернутого штопоров в основном влияет величина угла отклонения элеронов. Время же начала их отклонения в штопоре практически здесь роли не играет. На протекании левого и правого штопоров отклонение элеронов в режиме сказывается практически одинаково. С увеличением высоты влияние отклонения элеронов на штопор заметно усиливается. На больших высотах отклонение элеронов по штопору в нормальном штопоре вызывает увеличение колебаний, неравномерности вращения самолета, усиление тенденции к изменению направления вращения и т. д. Иногда их отклонение в штопоре приводит к тому, что самолет некоторое время «идет за элеронами» (т. е. действие их оказывается прямым — как в эксплуатационных режимах полета), что еще более усиливает неравномерность режима и тенденцию к переходу в штопор другого направления или даже в перевернутый штопор. Последнее объясняется выходами самолета на докритические углы атаки, при которых восстанавливается прямое действие элеронов. Пример влияния отклонения элеронов по штопору >на характеристики левого нормального штопора, начавшегося на высоте 18,5 км, приведен на рис. 6.13. Как видно из графика, при t~8 с самолет «пошел за элеронами». Затем начался левый неустойчивый штопор, протекавший в виде падения листом по спиралеобразной траектории с большими колебаниями самолета. При /~20 с самолет самопроизвольно перешел в правый нормальный штопор, сопровождавшийся еще большими продольными и поперечными колебаниями. Постановка элеронов в исходное балансировочное положение (при /~39 с) вызвала переход самолета снова в левый нормальный штопор, который также протекал в виде падения листом. Влияние отклонения элеронов против штопора на характеристики левого нормального штопора, начавшегося на высоте 18,5 км, показано на рис. 6.14. Из графика видно, что такое отклонение элеронов привело к появлению сравнительно равномерного устойчивого штопора. Это говорит о том, что на штопор сильнее влияет отклонение элеронов по штопору, чем против штопора. Влияние отклонения элеронов на характеристики правого нормального штопора, начавшегося на высоте 18,5 км, показано на рис. 6.15 и 6.16. Из рис. 6.15 видно, что отклонение элеронов по штопору привело к появлению неустойчивого штопора, протекавшего в виде падения листом по спиралеобразной траектории с очень большими колебаниями самолета. При этом временами углы крена достигали 180°, т. е. самолет оказывался в положении «на спине». Отклонение же элеронов против штопора, как видно из рис; 6.16, привело к тому, что самолет вначале «пошел за элеронами» (при /~25 с), затем опустил нос и перевернулся «на спину» — вошел в перевернутый штопор при отклоненных по нормальному штопору рулях. Перевернутый штопор продолжался около 4 с (/=28-7-32 с). С постановкой элеронов и руля направ- 184 ления в нейтральное положение самолет снова попал в правый нормальный штопор. После этого руль направления опять был отклонен по штопору, а элероны — против штопора. В результате Рис. 6.13. Левый нормальный штопор при элеронах, отклоненных по штопору (Япач-18,5 КМ) повторилось описанное выше —самолет перешел из нормального в перевернутый штопор (при ^42 с). На самолетах с беЗ'бустерным ножным (путевым) управлением отклонение элеронов в штопоре может приводить к значительным изменениям усилий на педалях (в результате изменения величины и знака угла скольжения), Эти изменения имеют характер пульсаций с большими и резкими периодическими изменения- ': '"" "" "......' ' 185 Левый нормальный штопор при элеронах, отклоненных против штопора (Янач=18,5 км) т ми шарнирного момента руля направления. Последнее обусловлено изменениями характера срыва потока с вертикальней) оперения. Рис. 6.15. Правый нормальный штопор при элеронах, отклоненных по штопору (#нач=18,5 КМ) Из сказанного видно, что действие элеронов при штопоре сверхзвукового самолета проявляется весьма разнообразно и обычно довольно сильно. Учитывая это, летчик должен всегда (особенно на больших высотах) стремиться по возможности удерживать элероны в штопоре и при выводе из него (кроме случая вывода методом № 4Н, о чем будет оказано ниже) в исходном 187 балансировочном положении (при небольших дозвуковых скоростях полета это положение бывает весьма близко к нейтральному). Рис. 6.16. Правый нормальный штопор при элеронах, отклоненных против штопора (Я11Лч=18,5 км) 6.4. МЕТОДЫ ВЫВОДА ИЗ НОРМАЛЬНОГО ШТОПОРА Как уже неоднократно указывалось, штопор может возникать только на закритических углах атаки. Поэтому для вывода самолета из штопора необходимо уменьшать угол атаки — переводить его на докритические углы атаки, на которых авторотация прекращается. В этом и заключается основная задача вывода самолета из штопора. 188 В первое время после того, как была раскрыта физическая картина штопора, предлагалось для вывода самолета из штопора только уменьшать угол атаки соответствующим отклонением руля высоты. Этот метод вывода оказывался эффективным лишь в некоторых случаях, когда аэродинамические моменты тачнгажа, создаваемые отклонением руля высоты, были больше по абсолютной величине инерционных моментов тангажа. Однако в большинстве случаев при пользовании таким методом пилотирования самолет все же из штопора не выходил, даже при полном отклонении руля высоты на вывод. Штопор становился только более крутым, но-не прекращался, особенно при задней центровке самолета. По мере развития самолетов возрастала и их масса, а значит, увеличивались и инерционные моменты, в частности инерционные моменты тангажа. Следовательно, для вывода из штопора требовалось увеличивать и аэродинамические моменты тангажа. Но стало ясным, что только рулем высоты создавать достаточные для этого аэродинамические моменты тангажа, как правило, невозможно. Исследования же показали, что для облегчения (а иногда даже для обеспечения) вывода самолета из штопора следует предварительно уменьшить угловую скорость вращения (уменьшить инерционные моменты), для чего нужно создавать внутреннее скольжение, т. е. аэродинамический момент рыскания. Это достигается, в частности, отклонением руля направления против штопора. В результате был разработан первый научно обоснованный метод вывода самолета из штопора, согласно которому требовалось отклонять против штопора вначале руль направления, а затем (с некоторой задержкой, необходимой для того, чтобы под воздействием созданного отклонением руля направления внутреннего скольжения могла уменьшиться угловая скорость авторотации) и руль высоты. Это был так называемый стандартный метод вывода из штопора. Однако для современных самолетов, отличающихся значительным многообразием режимов штопора, одного стандартного метода оказалось недостаточно. Создание аэродинамических моментов рыскания, вызывающих внутреннее скольжение, является мощным средством прекращений (или по крайней мере значительного замедления) авторотации. Вообще же характеристики выхода самолета из штопора в основном зависят от возможности достижения наивыгоднейшего соотношения между аэродинамическими моментами рыскания и тангажа, а также между аэродинамическими и соответствующими инерционными моментами. Для вывода современных самолетов из нормального штопора Существует четыре основных метода (буква «Н» означает, что метод относится к нормальному штопору): — метод № 1Н—вывод из штопора одновременной постановкой руля высоты и руля направления в нейтральное положение при нейтральном положении элеронов; 189 •— метод № 2Н — вывод из штопора отклонением руля направления полностью против штопора с последующей (через 2— 4 с) постановкой руля высоты в нейтральное положение при нейтральном положении элеронов; 8> тн. Метой N ih Штопор ' Вывод из штопора 1 %-0 **— fao 1 г5-тя=г-*< *? 1 *&Н-ш 1 » ^ \ -2*J№. ____ J х-Т1^ ,^Т~-^ ^чГ п ЛЬЛ i \\// / j I \ / Метод /V 2Н Штопор 1 Ml Выдод из штопора +xu f •~°нтах $э°о I ^mvti &Г"Г*ХГ~- *>с \ * в -тЧ ъ{$\ ^.oe-jgx^ . ^ Метод N ЗН Метод N 4Н ts fao 1 ;^ •""""""- 5j, + %-o "3-ifl •-4 г ................ " m 55 t8«-MX =§j Jc *•— • t,c 6c -LJ _:1&ш__. ±дн„ах % 1 . 'РЧЬ fOimaT \\\ъ- Тя0 | ?Su -1 ty i -*-6с\ ^\ -s-=f,c * "trtax ^ \ ~S8max -JJ Рис. 6.17. Четыре основных метода вывода современных самолетов из левого нормального штопора — метод № ЗН — вывод из штопора отклонением руля направления, а через 3—б с и руля высоты полностью против штопора при нейтральном положении элеронов; 190 Ручка полностью на себя Лебая педаль полностью Вперед Ручка S нейтральном положении ведали в нейтральном положении Ручка полностью '" от себя Лрабая пе&аль полностью вперед Рис, 6.18. Условные обозначения отклонений ручки управления и педалей — метод № 4Н—-вывод из штопора методом № ЗН, но при этом одновременно с отклонением руля направления отклоняются и элероны по возможности полностью на вывод (у сверхзвукового самолета отклонение элеронов на вывод, как правило, соответствует отклонению их по штопору). Отклонения рычагов и органов управления при выводе из левого нормального штопора четырьмя основными методами показаны на рис. 6.17. Принятые на этом рисунке условные обозначения отклонений ручки и педалей приведены «а рис. 6.18. Указанные методы вывода расположены в порядке нарастания их эффективности или «силы» (увеличения создаваемых рулями аэродинамических моментов на вывод самолета из штопора). Поэтому наименее «сильным» будет метод № 1Н, а наиболее «сильным» — метод № 4Н. Метод № 1Н рекомендуется применять для вывода самолетов из нормальных неустойчивых штопоров (на рис. 5.6 это штопоры I вида), метод № 2Н — из нормального устойчивого колебательного, метод № ЗН — из нормального устойчивого равномерного и, наконец, метод № 4Н — из нормального устойчивого интенсивного штопора. Эти методы позволяют быстрее (с минимальной потерей времени и высоты на выводе) и надежней выводить современные самолеты, как правило, из всех возможных режимов нормального штопора. Примеры применения четырех методов вывода сверхзвуковых самолетов из нормального штопора приведены на рис. 6.19. При попадании самолета в штопор обычно требуется устанавливать рули полиостью по штопору, для того чтобы достичь наибольшей эффективности их действия при отклонении на вывод из штопора. В этом случае, во-первых, получается наибольшее отклонение (наибольший ход) рулей — от упора до упора и, во-вторых, используется динамический («ударный») эффект при резком отклонении рулей из одного крайнего положения в другое. Такой метод использования возможностей рулей применим лишь при выводе самолета из достаточно устойчивых режимов штопора. Но так как летчик заранее не может знать, какой режим штопора возникнет (устойчивый, неустойчивый и т. д.), он должен, как правило, в режиме сразу ставить рули полностью по штопору, 191 Рис. 6.19. Примеры применения четырех основных методов вывода самолета из нор да, прекращение р —вывод методом № 1Н из левого неустойчивого штопора, протекающего в виде биений; дом № ЗН из правого устойчивого равномерного штопора; г — вывод т мального штопора (треугольник обозначает начало вывода, стрелка—конец выво-самовращения): 6 — вывод методом JY» 2H из левого устойчивого колебательного штопора; а — вывод мето-методом № 4Н из левого устойчивого интенсивного штопора 193 Рассматриваемые методы вывода современных самолетов из нормального штопора (как и методы вывода из перевернутого штопора) разработаны в результате специальных летных испытаний. Возможность применения четырех методов вместо одного стандартного (им в принятом обозначении является метод № ЗН) существенно повышает надежность выхода самолета из штопора, а значит, и безопасность полета. Но от летчика это требует дополнительной затраты внимания, так как теперь ему приходится нужный метод вывода выбирать из четырех возможных и удерживать в памяти порядок действий рулями при каждом методе. Однако, по отзывам многих летчиков высокой м средней квалификации, указанное затруднение особых опасений не вызывает, как это может показаться на первый взгляд, потому что, во-первых, эти методы вывода отличаются один от другого лишь «силой», т. е. величиной потребных отклонений рулей и интервалов между их отклонениями, и, во-вторых, для вывода используются одни и те же рули (только при выводе методом № 4Н требуется отклонять и элероны) и направления отклонений рычагов управления не меняются. Ограничиться применением только «сильных» (№ ЗН и 4Н) методов, как это иногда ошибочно предлагают якобы для упрощения работы летчика, нельзя. Объясняется это следующими обстоятельствами. Для дозвуковых самолетов применение только «сильного» метода было еще целесообразмым, так как существовала опасность «нехватки» рулей на выводе из штопора. Поэтому потребная эффективность рулей дозвукового самолета определялась в основном условиями обеспечения надежности вывода из штопора, т. е. возможностью создания аэродинамических моментов, достаточных для прекращения авторотации. У сверхзвуковых же самолетов, Наоборот, существует опасность «передачи» рулей на выводе, т. е, создания чрезмерно больших аэродинамических моментов. Возможность проявления этой опасности связана с тем, что потребная эффективность рулей сверхзвукового самолета выбирается (в отличие от дозвукового самолета) исходя уже из условий обеспечения управляемости на больших числах М полета, и поэтому для вывода из штотюра она (эффективность), как правило, оказывается больше чем достаточной. Чрезмерное отклонение рулей может значительно ухудшить характеристики выхода (например, излишне увеличится крутизна послештопорного пикирования и связанная с этим потеря высоты на выводе и т. п.) или привести к невыходу самолета из штопора (к переходу его из нормального штопора в перевернутый, из правого в левый и т. п.). Этим объясняется необходимость применения и «слабых» методов вывода (№ 1Н и № 2Н). Однако только «сильные» методы необходимо применять для вывода сверхзвуковых самолетов из устойчивых интенсивного И равномерного штопоров, 194 Таким образом, для вывода современных сверхзвуковых самолетов из нормального штопора оказывается необходимым пользоваться как «слабыми», так и «сильными» методами. При этом следует твердо помнить, что «сильные» методы ни в коей мере не «перекрывают» и не могут заменить «слабые». Каждый метод вывода имеет свою область применения. При выборе метода вывода летчик должен руководствоваться только тем, какой характер штопора был в момент принятия решения о начале вывода. Другие данные (например, высота полета) могут быть использованы лишь в качестве вспомогательных для уточнения и ускорения определения характера режима. Во всех случаях отклонять рули на вывод необходимо по возможности энергичнее. Медленное, вялое отклонение рулей ухудшает характеристики выхода из штопора, а иногда приводит к невыходу из него. Если выход самолета из штопора особо затруднен, летчику нужно внимательнее выбирать момент начала вывода (момент начала отклонения первого руля на вывод). Наиболее благоприятными для начала вывода считаются моменты, когда самолет приостанавливает вращение, начинает опускать нос (в перевернутом штопоре — поднимать нос) и т. п. Интервал между отклонениями руля направления и руля высоты (управляемого стабилизатора) летчику лучше отсчитывать в секундах, а не в витках. Практика показывает, что даже небольшое изменение характера режима (замедление или ускорение вращения самолета) делает весьма затруднительным, а зачастую и просто невозможным правильный (без очень грубых ошибок) отсчет витков, особенно при заметных изменениях пространственного положения самолета (при периодических переваливаниях «на спину» и т. п.). Пользоваться отсчетом витков штопора нецелесообразно не только на выводе, но и в режиме еще и потому, что, во-первых, при неустойчивых режимах штопора, например при штопоре, протекающем в виде падения листом, понятие «виток» вообще теряет смысл и, во-вторых, летчику для оценки обстановки важнее знать время протекания режима и потерю высоты за это время. Кроме того, отсчет в секундах всегда вести легче и он более надежен, а зачастую может быть и единственно возможным способом определения указанного выше интервала и запаздывания самолета с выходом из штопора. Интервал и запаздывание определяются обычно устным счетом секунд. Контроль за изменением высоты полета в процессе штопора — одно из важнейших условий обеспечения безопасности полета (особенно при попадании в штопор на сравнительно небольших высотах). Поэтому летчик должен следить за показаниями высотомера в штопоре. Абсолютные величины высот полета высотомер показывает в штопоре с большими погрешностями (из-за сильного искажения обтекания приемника воздушного давления при боль- 195 ших углах атаки и скольжения и угловых скоростях вращения самолета в штопоре). Однако потерю высоты (перепад высот) в штопоре этот прибор позволяет определять достаточно правильно. Летная практика показывает, что на сверхзвуковых самолетах чаще применяются методы вывода № 1 и 2. Если первая попытка вывести самолет из штопора (например, методом № 1Н) оказа- Рис. 6.20. К объяснению влияния разноса масс на характер инерционных моментов и последовательность действий рулями при выводе самолета из штопора лась безуспешной, т. е. самовращение не прекратилось, летчик должен снова поставить рули по штопору и через 2—4 с повторить вывод, но уже более «сильным» методом (методом № 2Н). В первом случае он, очевидно, применил «слабый» метод, неправильно определив характер штопора. Выбор потребного метода вывода из штопора в значительной мере зависит от весовой компоновки самолета — разноса масс по самолету и от центровки. Известно, что для дозвуковых самолетов с прямыми крыльями характерен большой разнос масс вдоль размаха крыла, что способствует возникновению в штопоре значительных инерционных моментов крена и рыскания, для современных сверхзвуковых самолетов— большой разнос масс вдоль оси фюзеляжа, способствующий появлению значительных инерционных моментов тангажа и рыскания. Последовательность действий рулями для вывода самолета из штопора зависит от характера взаимодействия инерционных моментов крена, рыскания и тангажа с соответствующими аэродинамическими моментами, создаваемыми отклонением рулей при авторотации. Для уяснения зависимости последовательное,™ действий рулями при выводе самолета из штопора от разноса масс представим себе три условных (гипотетических) самолета (рис. 6.20): самолет с нулевым разносом масс или невесомый (/); самолет, у которого основные массы разнесены вдоль крыла, т. е. самолет с тяжелым крылом и невесомым фюзеляжем (2) и самолет с основными массами, разнесенными вдоль фюзеляжа, т. е. самолет с невесомым крылом и тяжелым фюзеляжем (3), 196 Рис. 6.21. Аэродинамический и инерционный моменты тангажа, действующие на самолет в штопоре У первого самолета все три момента инерции (рыскания, тангажа и крена) будут равны нулю. Ясно, что для прекращения авторотации такого самолета следует руль направления и руль высоты отклонять на вывод из штопора практически одно!Временно. Объясняется это тем, что в данном случае сравнительно легко создать скольжение, парирующее авторотацию, так как аэродинамическому моменту рыскания, возникшему при отклонении руля направления, не будет противодействовать инерционный момент рыскания (Мут = = 0). На втором самолете при авторотации создать скольжение труднее из-за противодействия аэродинамическому моменту, возникающему при отклонении руля направления, большого инерционного момента рыскания от центробежных сил, создаваемых массами, разнесенными по крылу. Поэтому очевидно, что для парирования авторотации необходимо отклонить полностью на вывод из штопора (отклонить против штопора) сначала руль направления, создав скольжение, благоприятствующее выводу из режима, а затем руль высоты — для перевода самолета на докритические углы атаки. В этом случае (разнос масс вдоль крыла) отклонять элероны на вывод из штопора не нужно, так как при движении крена кроме аэродинамического момента возникнет большой инерционный кренящий момент, который будет затруднять вывод из режима. На третьем самолете при авторотации развиваются большие инерционные моменты тангажа и рыс-каиия. В дан-ном случае, чтобы создать достаточно эффективный для прекращения авторотации управляющий аэродинамический момент , требуется отклонять «е только рули направления и высоты, но и элероны. Следовательно, для вывода этого самолета из рассматриваемого режима целесообразно отклонять против штопора одновременно с рулями высоты и направления и элероны, т. е. применять «сильный» метод вывода (№ 4Н или ЗН). Взаимодействие между аэродинамическим (восстанавливающим) Mza и инерционным (дестабилизирующим) Mzm моментами тангажа в штопоре показано на рис. 6.21. Как видно из рисунка, инерционный момент действует в сторону увеличения угла атаки, т. е. способствует выходу на еще большие закритические утлы атаки, а аэродинамический момент препятствует этому (на устойчивом самолете). Инерционные моменты рыскания, возникающие при штопоре самолетов с прямым и треугольным крыльями, противоположны 197 по направлению действия (рис. 6.22). Из рисунка видно, что у дозвукового самолета при вращении в штопоре центробежные силы РК\, созданные массами, разнесенными вдоль крыла самолета, вызывают появление инерционного момента рыскания FK\lKi, действующего по штопору. Этот момент по абсолютной величине больше инерционного момента рыскания />I/,JH, созданного центробежными силами Рф1 масс, распределенных по фюзеляжу, и па- О)у>0 Рис. 6.22. Различие в направлениях действия инерционных моментов рыскания при штопоре самолетов с прямым и треугольным крыльями правленного против штопора. Следовательно, в этом случае результирующий инерционный момент рыскания Mym\ — FKllKl — — ^Ф1/Ф1 будет действовать по штопору. У сверхзвукового же самолета в штопоре инерционный момент рыскания ^Ф2/Ф2, создаваемый центробежными силами />2 за счет масс, разнесенных вдоль фюзеляжа, направлен против штопора. По абсолютной величине этот момент больше инерционного момента рыскания Рк21к2, возникшего от центробежных сил FK2, развиваемых массами, распределенными по крылу, и направленного по штопору. Очевидно, что результирующий инерционный момент рыскания My иц2 = /Гф2/ф2 — ^к2'к2 будет действовать против штопора. Известно, что весовые и геометрические параметры современного сверхзвукового самолета со стреловидным или треугольным крылом по своим значениям больше значений соответствующих параметров самолета с прямым крылом. Поэтому и абсолютная величина МуЯН2 будет существенно больше абсолютной величины My ИНЬ Итак, у сверхзвукового самолета инерционный момент рыскания, действуя против штопора, способствует его выходу из этого режима, а у дозвукового самолета этот момент, действуя по штопору, усиливает вращение 'самолета. Влияние центровки самолета, т. е. положения его центра тяжести относительно средней аэродинамической хорды крыла, на вывод из штопора заключается в том, что при смещении центра тяжести вперед по полету вывод из режима облегчается, а при 198 смещении назад — затрудняется (при прочих равных условиях, в частности при неизменном запасе устойчивости). Вполне ясно, что для вывода из штопора (возвращения самолета на докрити-ческие углы атаки) необходимо, чтобы возникающий при отклонении летчиком руля высоты на пикирование суммарный (управляющий) аэродинамический момент тангажа Mza был больше инерционного кабрирующего момента Mz ин, создаваемого центробежными силами /> масс, разнесенных по фюзеляжу. Но, как видно из рис. 6.21, со смещением центровки назад плечо /г. 0 подъемной силы Уг. о горизонтального оперения и плечо подъемной силы крыла YK будут уменьшаться. Следовательно, уменьшатся и составляющие суммарного аэродинамического момента Мга — пикирующие аэродинамические моменты, создаваемые указанными подъемными силами. Инерционный же момент MzmJ будет практически неизменным (мало изменятся плечо и центробежные силы). В результате управляющий момент Mza, выводящий самолет на докритичеокие углы атаки, уменьшится, что затруднит парирование авторотации, и увеличится запаздывание самолета с выходом из штопора. Обратная картина будет наблюдаться при смещении центровки вперед: аэродинамический пикирующий момент Мга станет возрастать (при мало изменяющемся кабрирующем моменте Мгин), т. е. условия для вывода самолета из рассматриваемого режима улучшатся. 6.5. МЕТОДЫ ВЫВОДА ИЗ ПЕРЕВЕРНУТОГО ШТОПОРА Для вывода современных самолетов из перевернутого штопора существуют следующие три основных метода (буква «П» означает, что это метод вывода из перевернутого штопора): — метод № 1П — вывод из штопора одновременной постановкой руля высоты" и руля направления в нейтральное положение при нейтральном положении элеронов; — метод № 2П — вывод из штопора отклонением руля направления полностью против штопора с последующей (через 2—4 с) постановкой руля высоты в нейтральное положение при нейтральном положении элеронов; — метод № ЗП — вывод из штопора отклонением руля направления, а затем (через 2—4 с) и руля высоты полностью против штопора при нейтральном положении элеронов. Метод № Щ рекомендуется применять для вывода самолета из перевернутого неустойчивого штопора, метод № 2П — из пере-вернутого устойчивого колебательного и метод № ЗП — из перевернутого устойчивого равномерного штопора. Отклонения рычагов и органов управления при выводе из левого перевернутого штопора тремя основными методами показаны на рис. 6.23. На сверхзвуковых самолетах чаще всего приходится пользоваться методом № 2П, так как для них наиболее характерен перевернутый устойчивый колебательный штопор, Вообще же сверх- 199 •to °&?fl Метод N 1П Штопор вывод из штопора а * 0Яят **>э'» Memo И/топор s max 9ff2rr **эн Вывод из Штопора ' **Ият мете Штопор + SBmax , >д №ЗП Вывод из атотра ±SHmax \ 0 8 э*0 |1 ___ t_Cf _____ 0 V-1 | т — 1 1 JZjfy-OJgf^. § С ^ 1 -- т— ) i?jfe.fl j |f 8„-0;83~0 ^ Ч » чН— ' мвда-х ^ — р1^ - — t — Рис. 6.23, Три основных метода вывода современных самолетов из левого перевернутого штопора (условные обозначения положений ручки управления и педалей те же, что и на рис. 6.18) звуковые самолеты в перевернутый штопор попадают значительно реже, чем в нормальный. Примеры применения трех методов вывода современных сверхзвуковых самолетов из перевернутого штопора показаны на рис. 6.24. Самолеты обычной схемы, как правило, выходят из перевернутого штопора легче, чем из нормального. Объясняется это в основном тем, что в таком режиме (самовращение на отрицательных закритических углах атаки) ниже интенсивность авторотации, эффективнее руль направления (он находится практически вне спут-ной струи от крыла и стабилизатора), уменьшается угол эффективной стреловидности вертикального оперения (рис. 6.25) и меньше средние абсолютные величины углов атаки. Однако, несмотря на сказанное, для летчика перевернутый штопор всегда труднее нормального. Обусловлено это необычным положением летчика: он оказывается висящим на привязных ремнях вниз головой, а отрицательная перегрузка (п <0) стремится оторвать его от сиденья. В таких условиях он может упустить ручку управления и педали (потерять управление), особенно если он неплотно фиксирован в кресле. При значительных колебаниях самолета летчику иногда весьма трудно визуально определить, в каком штопоре он находится — нормальном или перевернутом (особенно если продольная ось самолета близка к вертикали — самолет штопорит с малыми по абсолютной величине отрицательными закритическими углами атаки, что характерно для перевернутого устойчивого штопора). В таком случае для прекращения авторотации следует установить рули в нейтральное положение. При отсутствии или невозможности использования внешних визуальных ориентиров, а также с целью контроля в классическом штопоре летчик легко определяет вид штопора, например, по таким ощущениям: если его прижимает к чашке кресла — штопор нормальный, если отрывает от нее (повисает на ремнях) — штопор перевернутый. Когда же самолет в перевернутом штопоре выходит на большие отрицательные углы тангажа, произвольно изменяющиеся в режиме, такой способ определения вида штопора неприемлем. В перевернутом штопоре сложнее определить и направление штопора (вправо или влево штопорит самолет), в классическом же штопоре, когда положение носовой части самолета относительно горизонта остается практически неизменным, направление вращения легко определяется по угловой скорости рыскания. В перевернутом штопоре при больших угловых скоростях крена, неравномерности движений крена и тангажа таким методом определить направление вращения нельзя. Положение усложняется и тем, что в перевернутом штопоре движение крена обратно движению рыскания. Это значит, что для летчика, смотрящего из кабины вперед, при кренении, например, вправо движение рыскания будет происходить влево. 201 В нормальном штопоре наблюдается обратная картина: направления движений крена и рыскания совпадают. Так, например, в правом нормальном штопоре летчик видит, что нос самолета Рис. 6.24. Примеры применения трех основных методов вывода обозначено начало вывода, стрелкой — а — вывод методом № Ш из левого неустойчивого штопора; б — вывод ме тодом Ns ЗП из левого устойчивого поворачивается вправо и в эту же сторону происходит кренение. Опытные летчики по этому признаку отличают нормальный штопор от перевернутого. 202 Летчики, не имеющие достаточного опыта полетов на штопор, часто определяют направление штопора по направлению движения крена, а не рыскания, поскольку угловая скорость крена обычно значительно больше угловой скорости рыскания (кроме плоского штопора). Этот прием определения направления штопора применяется все чаще (возрастает угловая скорость крена). Полеты на нормальный штопор могут усилить эту тенденцию. Использование данного способа в перевернутом штопоре только дезориентирует недостаточно тренированного летчика. Поэтому для облегчения летчику сохранения пространственной ориентировки в штопоре и обеспечения возможности выполнения правильных действий рулями при выводе из режима необходимо иметь надежные средства контроля. Такими средствами могут быть современных самолетов из перевернутого штопора (треугольником конец вывода, прекращение авторотации): годом № 2П из правого устойчивого колебательного штопора; в — вывод ме-равномерного штопора указатель поворота (его стрелка независимо от вида штопора все> гда отклоняется в направлении движения рыскания) и указатель угла атаки, а при его отсутствии — указатель нормальной пере- 203 грузки. Указатель угла атаки позволяет летчику уверенно определять вид штопора (нормальный или перевернутый), а указатель поворота — его направление (правый или левый). Рис. 6.25. Условия обтекания вертикального оперения в нормальном (а) и перевернутом (б) штопорах (в нормальном штопоре это оперение затенено спутной струей от горизонтального оперения; Ш>Й)Ь -зкр>-знр] И Хзф>Хэф1) 6.6. ОШИБКИ ПИЛОТИРОВАНИЯ ПРИ ШТОПОРЕ Чем реже встречается какой-либо особо сложный режим полета, тем вероятней появление ошибки пилотирования при попадании самолета в такие условия: летчик мало летает на этом режиме и поэтому недостаточно подготовлен к парированию последствий выхода самолета на него (особенно при -непроизвольном, неожиданном и сравнительно быстром попадании самолета на такой режим). Это, в частности, бывает при возникновении штопора. Для того чтобы летчик всегда мог быстро и правильно определять режим штопора и выбирать соответствующий метод вывода из него, а также улавливать наиболее подходящий момент для начала вывода (приостановка вращения, опускание носа и др.), ему необходимо изучить характер штопора своего самолета, т. е. тренироваться на штопор. Тренировать летчиков на штопор следует как в процессе практических занятий на авиационных тренажерах, так и (обязательно!) в полетах на учебно-тренировочных самолетах (по возможности на спарках). Необходимые рекомендации для этого содер- 204 жатся в соответствующих инструкциях и курсах летной подготовки. При составлении программы летной подготовки следует иметь в виду, что выполнить эти рекомендации можно лишь при хорошей тренировке летчика на штопор. Такая тренировка позволяет ему смелее летать на предельных режимах и «выжимать» из самолета максимум того, что он может дать. Для обеспечения полной безопасности в начале тренировок вводить самолет в штопор (в учебных целях) следует с исходного режима прямолинейного горизонтального полета на скорости, превышающей минимальную на 30—40 км/ч. При этом 4"-=^ v -— п ввод в сваливание произ- * " водить энергичным отклонением руля направления с одновременным рез- Рис- 6'26' Отклонения рулей и элеронов и м v v силы, способствующие входу самолета в ким отклонением ручки правый штопор управления на себя. Такой способ ввода обеспечивает четкое сваливание и уверенный вход самолета в штопор заданного направления вращения. Некоторые самолеты не входят в штопор при нейтральных элеронах, т. е. на них требуется для ввода в штопор отклонять не только рули, но и элероны. В этом случае самолет начинает вращение в сторону полукрыла с поднятым элероном. Следовательно, для ввода самолета, например, в правый штопор (рис. 6.26) стабилизатор (руль высоты) и правый элерон отклоняются вверх (ручка управления на себя и вправо), руль направления — вправо (правая педаль вперед). Отклонение левого элерона вниз увеличит подъемную силу левого полукрыла, а отклонение правого элерона вверх приведет к уменьшению подъемной силы правого полукрыла. Искривление хвостовой части профиля вверх способствует возникновению более раннего срыва потока с правого полукрыла, что дополнительно уменьшит его подъемную силу и увеличит лобовое сопротивление. Разница в подъемных силах правого и левого полукрыльев (УП<УЛ) приведет к появлению аэродинамического момента крена, действующего в сторону правого полукрыла, а разница в силах лобового сопротивления (Хп>Хц) — к возникновению момента рыскания, действующего в ту же сторону и вызывающего левое скольжение. Отклонение руля направления вправо также вызовет скольжение на левое полукрыло. Если самолет обладает поперечной статической устойчивостью, при левом скольжении возникнет восстанавливающий момент крена, стремящийся накренить самолет на правое полукрыло. Это в свою очередь усилит тенденцию самолета к развороту вправо (благодаря возрастанию лобового сопротивления на правом, опускающемся полукрыле) и т. д. 205 Возникает своего рода самовозбуждающийся процесс кренения с одновременным разворотом самолета. При этом отклоненный вверх цельноповоротный стабилизатор создаст подъемную силу Уг. 0, стремящуюся увеличить угол атаки самолета. При наличии скольжения критический угол атаки самолета уменьшается. Выход вращающегося самолета на закритические углы атаки создаст самые благоприятные условия для возникновения штопора. В программах тренировок необходимо предусмотреть тщательную отработку методики тренировок с учетом возможностей тренажера. При этом следует обращать серьезное внимание на соотношение тренировок на тренажере и в полете, с тем чтобы избежать выработки у летчика устойчивых навыков действий на тренажере, не всегда или не вполне соответствующих тому, что требуется в реальных полетах. Самостоятельные полеты на штопор желательно выполнять на самолете, оборудованном противошто-порньши устройствами: ракетами или парашютами. Как уже говорилось, подавляющее большинство современных самолетов попадает в штопор только при возникновении особых ситуаций или из-за грубых ошибок пилотирования. При правильных действиях летчика современный самолет не входит в штопор даже после сваливания. Для каждого самолета особенности поведения и способы пилотирования на закритических углах атаки указываются в инструкции летчику (руководстве по летной эксплуатации). Но, к сожалению, из-за недостаточной тренировки летчики при входе самолета в штопор не всегда используют рекомендованные инструкцией методы вывода или же нечетко выполняют их отдельные элементы. Попадание в штопор требует от летчика принятия быстрых и четких решений, особенно на сверхзвуковых самолетах. Однако суетливая поспешность в действиях на таких режимах совершенно недопустима. Практика полётов показывает, что большинство аварий, возникших в результате непроизвольного попадания в штопор, происходит из-за того, что летчик поторопился в своих действиях, а не потому, что он чего-то не успел сделать. Насколько далеко можно на данном самолете проникать в область больших углов атаки, в значительной степени зависит от мастерства летчика, понимания им физики явлений и умения «чувствовать» самолет. Граница между режимами полета, при которых еще сохраняются достаточные управляемость и устойчивость самолета (с определенным запасом на возможные ошибки пилотирования), и срывными режимами выбирается обычно с учетом возможностей летчика средней квалификации (хотя само по себе понятие «средняя квалификация» весьма условно). Чем выше летное мастерство, тем дальше для этого летчика отодвигается указанная граница в сторону срывных режимов. При выводе самолета из штопора наиболее часто допускаются две ошибки: отклонение элеронов против штопора и применение более «сильного» метода вывода, чем это необходимо по характеристикам данного штопора. 206 6.6.1. Применение излишне «сильного» метода вывода Как уже отмечалось, применение излишне «сильного» метода вывода (перестраховка) не улучшает, а, наоборот, только ухудшает характеристики выхода, иногда даже приводит к невыходу самолета из штопора. Здесь под невыходом понимается не продолжение самовращения самолета в начальном режиме, а переходы, например, из правого в левый штопор, из нормального в перевернутый и т. п. Иными словами, в этом случае самолет продолжает штопорить, но только в другом режиме. Отклонение руля направления на выводе полностью против штопора, когда по характеру режима достаточно поставить его только в нейтральное положение, может приводить к значительному возрастанию запаздывания с выходом или к изменению направления вращения (знака угловой скорости рыскания), т. е. к невыходу из штопора. Пример ошибки пилотирования — применение излишне «сильного» метода при выводе из правого нормального неустойчивого штопора, протекавшего в виде падения листом по спиралеобразной траектории, показан на рис. 6.27. Здесь летчик вместо того, чтобы установить руль направления в нейтральное положение, как это требовалось по характеру режима, отклонил его полностью влево, т. е. вместо метода № 1Н применил метод № 2Н. В результате самолет перешел из правого в левый нормальный штопор (начиная с ?»45 с), из которого затем он был выведен постановкой руля направления в нейтральное положение (при t~5Q с). На рис. 6.28 показан пример, когда из-за чрезмерного отклонения ручки управления от себя (руля высоты полностью против штопора) при выводе из нормального штопора (по характеру штопора достаточно было поставить ручку нейтрально) самолет самовращение не прекратил, а перешел в перевернутый штопор. Эта ошибка может также привести к излишнему опусканию носа самолета (рис. 6.29) и, как следствие, к увеличению крутизны пикирования после окончания авторотации. В результате возрастут потеря высоты за вывод и конечная скорость пикирования. Это особенно опасно на малых высотах из-за возможности превышения предельно допустимой скорости полета. Кроме того, в этом случае под воздействием большого аэродинамического момента создаются отрицательные перегрузки (как видно на рис. 6.29,6, при ^41 с отрицательная нормальная перегрузка пу\ достигла величины 1,2), затрудняющие работу летчика (возможны потеря пространственной ориентировки из-за ухудшения зрения, зависание на привязных ремнях и обрыв этих ремней, удар головой о фонарь и т. п.). На рис. 6.30 показан пример, когда летчик пытался вывести самолет из нормального неустойчивого штопора методом № ЗН (начало вывода при f«*28 с), тогда как по характеру режима (неустойчивый штопор, протекающий в виде падения листом) требовалось применить метод № 1Н. В результате самолет перешел (при ^«=35 с) из правого нормального в левый нормальный што- 207 Рис. 6.27. Отклонение руля направления полностью против нормального неустойчивого правого штопора, т. е. применение излишне «сильного» метода вывода (№ 2Н вместо № Ш), —ошибка пилотирования, вызвавшая переход самолета в нормальный левый штопор 208 РИС. 6.28. Отклонение руля высоты полностью против нормального неустойчивого штопора, т. е. применение излишне «сильного» метода вывода (№ ЗН вместо № 1Н), — ошибка пилотирования, вызвавшая переход самолета в перевернутый штопор 8 М. Г. Котик, В. В. Филиппов 209 Рис. 6.29. К сравнению характеристик вывода из левого нормального штопора при правильном методе вывода (а) и при ошибке пилотирования (б) — излишнем отклонении руля высоты против штопора Рис. 6.30. Применение излишне «сильного» метода вывода (№ ЗН вместо № 1Н) из правого нормального неустойчивого штопора — ошибка пилотирования, вызвавшая переход самолета в левый нормальный, а затем в перевернутый штопор 8» "211 пор, а затем (при ^«39 с) и в перевернутый штопор. В дальнейшем после ряда других неправильных действий рулями снова возник правый нормальный штопор (при t~45 с), из которого самолет был выведен только после постановки рулей высоты и направления в нейтральное положение. Приведенные примеры говорят о том, насколько важно при выводе сверхзвуковых самолетов из штопора уметь правильно выбрать соответствующий данному режиму штопора метод вывода. 6.6.2. Применение излишне «слабого» метода вывода 'Ч Как уже говорилось, летчик должен твердо помнить, что выбор метода вывода самолета из штопора зависит только от характера режима. При этом нельзя применять не только излишне «сильные», но и более «слабые» методы вывода. Такая ошибка (применение излишне «слабого» метода) возникает из-за недооценки летчиком интенсивности и устойчивости вращения самолета в штопоре. Применение более «слабого», чем это нужно для данного штопора, метода вывода приводит к невыходу самолета из штопора или к выходу, но с весьма значительным запаздыванием. Последнее по существу также является невыходом, так как длительное продолжение вращения самолета после отклонения рулей на вывод из штопора воспринимается летчиком практически как невыход из него. Применение недостаточно «сильного» метода (кроме случая потери пространственной ориентировки в штопоре на динамических высотах) недопустимо не только при выводе из устойчивых равномерного и интенсивного штопоров, но также и из устойчивого колебательного— возрастает запаздывание выхода из режима. На малых высотах это является вдвойне опасным, так как значительно увеличивается само запаздывание и уменьшается запас высоты при входе в штопор на этих высотах. Летчик всегда должен, отклонив рули на вывод из штопора, по возможности выждать некоторое время (не менее 12—15 с, а при достаточном запасе высоты и больше), прежде чем снова установить их по штопору и начинать попытку вывести самолет из режима уже более «сильным» методом (если первая попытка успеха не имела). Объясняется это тем, что самолет может пре-" кратить самовращение со сравнительно большим запаздыванием (в частности, в результате ошибок пилотирования, которые не приводят к невыходу из штопора). Кроме того, в этом случае из-за напряженного состояния летчику и несколько секунд могут показаться длящимися «бесконечно». 6.6.3. Нарушение последовательности отклонения рулей Отклонение при выводе из штопора вначале руля высоты, а затем руля направления— так называемая обратная последовательность действий рулями — ошибка пилотирования, приводящая к 212 невыходу самолета из штопора. Руль высоты требуется отклонять на вывод только после руля направления (при устойчивом штопоре) или одновременно с ним (при неустойчивом штопоре). Нельзя первым отклонять руль высоты (управляемый стабилизатор особенно) на вывод из штопора в основном потому, что: а) пикирующий момент, созданный этим рулем, будет уменьшать угол атаки, что приведет к возрастанию (или появлению) путевой статической устойчивости. Это будет препятствовать созданию рулем направления внутреннего скольжения — важнейшего средства прекращения или значительного замедления авторотации, т. е. средства возвращения самолета на эксплуатационные углы атаки. Отклонения только руля высоты для перевода самолета на докри-тические углы атаки обычно бывает недостаточно; б) сильно снижается эффективность руля направления из-за значительного увеличения затенения его спутной струей от горизонтального оперения— ухудшается управляемость самолета. При опережающем отклонении руля направления на вывод из устойчивого штопора легче создается внутреннее скольжение, значительно уменьшающее момент самовращения. Это приводит к уменьшению угловой скорости вращения, а следовательно, и инерционных моментов, препятствующих выходу самолета из штопора. С уменьшением же, например, инерционного момента тангажа (кабрирующий момент) уменьшается и потребный аэродинамический момент тангажа, создаваемый отклонением руля высоты на вывод из штопора (пикирующий момент). При выводе из устойчивого штопора временной интервал между отклонениями рулей направления и высоты необходим для того, чтобы за это время под воздействием внутреннего скольжения, созданного отклонением руля направления, в достаточной степени уменьшился момент самовращения. При выводе самолета из неустойчивого штопора рули можно отклонять на вывод одновременно потому, что в этом случае даже небольшого импульса достаточно для прекращения авторотации (иногда такой штопор возможен только при отклоненных по штопору рулях). 6.6.4. Отклонение элеронов в штопоре Пользоваться элеронами в штопоре (в режиме и особенно на выводе из него) запрещается во всех случаях, кроме вывода из штопора методом № 4Н. Летчик должен стараться удерживать элероны в штопоре и на выводе из него строго в нейтральном (или исходном балансировочном, если оно отлично от нейтрального) положении. Даже небольшого отклонения элеронов бывает иногда достаточно для существенного изменения характера штопора, а следовательно, и условий вывода из него. На рис. 6.31 показан пример, когда отклонение элеронов против штопора всего на 2—3° (ошибка, которую летчик легко может допустить, если он недостаточно внимательно следит за положе- •'• '•"••-"" - ' •.....' ' • ' • •*-.••• 213 214 Рис. 6.31. Отклонение элеронов против штопора в процессе режима — ошибка пилотирования, вызвавшая переход самолета из левого нормального штопора в левый перевернутый Рис. 6.32. Отклонение элеронов по штопору в процессе режима — ошибка пилотирования, вызвавшая переход самолета из правого перевернутого штопора в правый нормальный 215 нием ручки управления в режиме) вызвало (после случайного, весьма кратковременного отклонения руля направления) переход самолета из левого нормального в левый перевернутый штопор Рис. 6.33. Отклонение элеронов против штопора на выводе из режима — ошибка пилотирования, приведшая к невыходу самолета из левого нормального устойчивого штопора (до постановки элеронов и руля высоты в нейтральное положение) (при ^ — 24 с). Летчик не заметил изменения режима и удерживал рули по левому нормальному штопору. Самолет продолжал находиться в перевернутом штопоре, из которого вышел только после постановки рулей в нейтральное положение. На рис. 6.32 приведен пример, когда после небольшого кратковременного отклонения элеронов по штопору и отклонения руля 216 направления (возникшего из-за резкого возрастания усилий на педалях под действием элеронов) самолет перешел из правого перевернутого в правый нормальный штопор. И в этом случае летчик (достаточно опытный) не заметил изменения режима и начал выводить самолет, полагая, что он находится в перевернутом штопоре. Авторотация прекратилась после постановки рулей в нейтральное положение (несмотря даже на отклонение ручки управления на себя при выводе). Очень грубой ошибкой пилотирования, приводящей, как правило, к невыходу самолета из штопора, является и отклонение элеронов против штопора при выводе из режима (у сверхзвуковых самолетов это способствует обычно только усилению самовращения). Пример такой ошибки, допущенной при выводе самолета из левого нормального устойчивого колебательного штопора (начало вывода при t^27 с), показан на рис. 6.33. Для вывода из этого штопора нужно было применить метод № 2Н. Летчик так и пытался сделать, однако одновременно с отклонением руля направления на вывод он ошибочно отклонил и элероны против штопора на 15°. Самолет из штопора не вышел до постановки элеронов в исходное балансировочное положение (при этом руль направления находился уже в нейтральном положении). 6.6.5. Ошибки из-за потери пространственной ориентировки в штопоре На современных самолетах в ряде случаев летчики допускают ошибки пилотирования из-за трудности ведения пространственной ориентировки в штопоре. В приведенном на рис. 6.34 примере летчик по этой причине не понял, что самолет перешел из левого нормального неустойчивого в левый перевернутый штопор (при t~ »18 с). Поэтому он пытался вывести самолет из перевернутого штопора методом № 2Н, предназначенным для вывода из нормального штопора. Эта ошибка привела к переходу самолета из левого перевернутого в правый нормальный штопор, так как последнему и соответствовало отклонение руля направления (положение по правому штопору). Штопор прекратился только после постановки рулей в нейтральное положение. Отклонение рулей в нейтральное положение на выводе является наиболее правильным приемом, если летчик не в состоянии определить характер штопора. Такое затруднение достаточно опытный летчик может испытывать лишь на больших высотах, при штопоре, протекающем со значительными колебаниями самолета, т. е. при нормальном неустойчивом или устойчивом колебательном штопоре. В первом случае, как известно, требуется применять метод вывода № 1Н, во втором — метод № 2Н. Однако на больших высотах допускается, как исключение, применять для вывода из нормального колебательного штопора менее «сильный» способ — метод № 1Н вместо метода № 2Н. В этом случае самолет выходит из штопора со значительно большим запозда- 217 Рис. 6.34. Неправильное определение характера (вида) штопора и, как следствие, метода вывода из него — ошибка пилотирования, допущенная летчиком из-за потери пространственной ориентировки в режиме и вызвавшая переход самолета из левого перевернутого в правый нормальный штопор 518 Рис. 6.35. Применение для вывода самолета из нормального устойчивого колебательного штопора вместо метода № 2Н менее «сильного» метода — № 1Н, вызвавшее увеличение запаздывания самолета с выходом из режима и потери высоты 219 нием, но так как имеется достаточный запас высоты, это для безопасности полета особой роли не играет. На рис. 6.35 приведен пример, когда для вывода из нормального колебательного штопора, возникшего на высоте 10 км (чем меньше начальная высота, тем Лу Ну >?TSt- $ Ifl |Ui «--------. т Рис. 6.36. Положения кажущейся вертикали при выходе на закритические углы атаки: а — у дозвукового самолета (пх < 0): б — у сверхзвукового самолета (пх > 0) обычно штопор становится более устойчивым и, следовательно, запаздывание выхода возрастает), летчик применил вместо требуемого метода № 2Н менее «сильный» — метод № 1Н. Как видно из графика, самолет в этом случае запоздал с выходом на 11,8 с (в сходных условиях при выводе методом № 2Н запаздывание обычно составляет 5—7 с). Летчик может быть дезориентирован в отношении положения самолета в пространстве при выходе на закритические углы атаки и по следующей причине. Как известно, современные маневренные сверхзвуковые самолеты обладают весьма большой тяговооружен-ностью. У некоторых из них она достигает 0,8—0,9 кг тяги/кг веса (это значит, что тяга силовой установки составляет 80—90% веса самолета). Такая тяговооруженность позволяет совершать полет на закритических углах атаки при аэродинамическом качестве fC<^ 1,5, т. е. на этих углах атаки сила тяги будет больше лобового сопротивления самолета. Поэтому при выходе самолета на аЗКр продольная перегрузка пх остается положительной и кажущаяся 220 вертикаль (направление действия результирующей перегрузки пу)' будет отклонена относительно земной (истинной) вертикали (направления действия нормальной перегрузки пу) вперед по полету на угол фа (рис. 6.36). В этом случае летчик может потерять представление об истинном пространственном положении самолета: под действием значительной положительной перегрузки пх его будет прижимать к спинке кресла, что в известной мере вызовет появление тенденции дополнительно взять ручку на себя, т. е. перевести самолет на еще большие углы атаки. В результате самолет может сорваться в штопор с работающим на повышенном режиме двигателем. На дозвуковых самолетах, имевших малую тяговооруженность, наблюдалась обратная картина: на азкр кажущаяся вертикаль отклонялась назад на угол ф[ (тяга меньше лобового сопротивления) и под действием отрицательной перегрузки пх летчика отрывало от спинки кресла, что способствовало возникновению у него стремления отдать ручку от себя, т. е. перевести самолет на меньшие углы атаки. 6.7. ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ МЕТОДЫ И СРЕДСТВА ВЫВОДА ИЗ ШТОПОРА Рассмотренных семи основных методов пилотирования (четырех для нормального и трех для перевернутого штопоров), как правило, бывает достаточно для вывода из всех режимов штопора, возникающих у современных самолетов. Но с появлением самолетов, принципиально отличающихся от существующих схемой и компоновкой (например, сверхзвуковой самолет типа «утка» или «бесхвостка», самолет с Т-образным хвостовым оперением) или инерционными и аэродинамическими характеристиками, особенностями управляемости, могут потребоваться дополнительные, новые или особые методы и средства вывода из штопора. Не исключена будет и модификация основных методов (выражающаяся, напри-мер, в значительном увеличении временного интервала между отклонениями руля направления и руля высоты). Основных методов вывода может оказаться недостаточно, в частности, для самолетов, у которых в штопоре руль направления (вертикальное оперение) практически полностью затенен спутной струей от горизонтального оперения, фюзеляжа и крыла (рис. 6.37, а). Такое затенение может приводить к невыходу самолета из режима (плохая компоновка хвостового оперения). Когда руль затенен не более чем на 70%, вывод из штопора затруднен. Лучшие характеристики выхода из штопора получаются, конечно, когда вертикальное оперение практически не затенено. Модификация основных методов и применение дополнительных способов и средств могут потребоваться для вывода некоторых сверхзвуковых самолетов из вертикального штопора на сравнительно малых высотах. Это относится к самолетам, имеющим тонкое треугольное крыло малого удлинения и фюзеляж с длинной 221 заостренной носовой частью и обладающим большими Инерционными моментами тангажа и рыскания. Такие самолеты штопорят с большими угловыми скоростями при очень больших углах атаки (плоский штопор с аср=75-г-85°). Некоторые самолеты на сравнительно больших высотах из плоского штопора практически не выходят. На меньших же высотах при том же положении рулей, что и на больших высотах, они пе- Рис. 6.37. Затенение руля направления в штопоре при разных положениях стабилизатора относительно киля: а — весь руль направления затенен (плохо); б — затенено около 70% площади руля направления (приемлемо); в — практически весь руль направления не затенен (хорошо) реходят в крутой штопор — характеристики выхода улучшаются и вывод из режима затруднений не представляет. Значит, для таких самолетов снижение на меньшие высоты можно считать дополнительным способом вывода из штопора (конечно, при достаточном запасе высоты). Когда применение любых возможных комбинаций отклонений обычных рулей и элеронов при выводе из штопора положительных результатов не дает, могут использоваться дополнительные (аэродинамические и реактивные) средства прекращения авторотации. К таким средствам относятся, например, спойлеры, складные стабилизатор и киль (выдвигающиеся при выводе из режима), турбу-лизаторы, дестабилизатор, дифференциальное управление правой и левой половинами стабилизатора, реактивные рули (использование тяги и отклонения реактивной струи двигателя), тормозные или специальные противоштопорные парашюты и ракеты и др. Самолеты, обладающие плохими характеристиками выхода из штопора, должны быть оборудованы особенно надежной сигнализацией, предупреждающей выход самолета на опасные режимы. Необходимость применения дополнительных средств вывода может возникнуть, например, при попадании самолета в штопор после глубокого сваливания, когда эффективность управления (особенно продольного) резко ухудшается. Применение динамического эффекта, создающегося при вводе в действие специального противоштопорного или тормозного парашюта, нередко позволяет сравнительно легко прекратить авторотацию даже в том случае, когда самолет не выходит из штопора при использовании самого «сильного» из основных методов вывода. Сбрасывать парашют следует только после того, как летчик 222 убедится, что самолет окончательно вышел на заведомо эксплуатационные углы атаки. Тормозной парашют может создавать довольно большой момент на пикирование. Иногда такое же действие при выводе из штопора оказывает выпуск закрылков и шасси. При потере эффективности горизонтального оперения облегчает вывод из штопора применение складного стабилизатора (создается пикирующий момент), а при падении эффективности вертикального оперения — использование складного киля. Преимуществом устройств, подобных складным стабилизатору и килю, перед такими средствами, как парашют и ракеты, является многоразовость их использования. Турбулизаторы — убирающиеся поверхности, выпускаются при сваливании и попадании в штопор. При установке их сверху носовой части фюзеляжа увеличивается демпфирующий момент рыскания, создаваемый этой частью фюзеляжа. В одних случаях тур-булизаторы выпускают (раскрывают) одновременно, симметрично (например, для улучшения характеристик выхода самолета с длинной тонкой носовой частью фюзеляжа из пологого штопора), в других — несимметрично, только с одной стороны, для создания благоприятного внутреннего скольжения. Самолеты, снабженные дополнительными средствами вывода из штопора, должны кроме предупреждающей сигнализации иметь системы защиты их от попадания на закритические углы атаки. Это особенно необходимо, если у таких самолетов на больших за-критических углах атаки даже при полном отклонении ручки управления от себя возникают кабрирующие моменты. Для значительного повышения надежности предупреждения сваливания и штопора и вывода самолета из этих режимов может применяться противоштопорный автопилот. Он должен быть составной частью системы управления самолетом, иметь датчики основных параметров полета (как минимум—угла атаки, угловой скорости рыскания и нормальной перегрузки) и вычислительную систему (электронная логическая система), настроенную на характеристики конкретного самолета в заданных полетных конфигурациях. Такой автопилот важно иметь на самолетах с плохими штопорными характеристиками, особенно если они попадают в вертикальный (развившийся) штопор, выход из которого затруднен или практически невозможен. В этом случае требуется как можно раньше начинать вывод из штопора (до окончания переходного участка). Эту задачу может своевременно и правильно решить электронная система автопилота. Она определяет характер штопора и соответственно ему отклоняет рули на вывод в наиболее благоприятный для этого момент. Эта система сводит к минимуму возможность повторных сваливания и попадания в штопор, не мешает летчику пилотировать на всех эксплуатационных режимах полета, вступая в действие только при выходе за установленные ограничения. При необходимости летчик может пересиливать действие автопилота, 223 Глава 7 ОБЕСПЕЧЕНИЕ БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЕТА НА ПРЕДЕЛЬНЫХ РЕЖИМАХ 7.1. ВЫБОР ЛЕТНЫХ ОГРАНИЧЕНИЙ Выбор летных ограничений (предельных режимов полета) представляет собой сложную комплексную задачу. При решении этой задачи должно удовлетворяться, как правило, такое противоречивое требование: достижение максимального использования боевой эффективности самолета при сохранении высокого уровня безопасности полета. Сложность реализации этого требования заключается в том, что при установлении летных ограничений, имеющих целью предотвратить выход самолета за предельные режимы полета (попадание на критические режимы),несколько сужаются его маневренные возможности. Но последнее не должно сопровождаться чрезмерным снижением боевой эффективности самолета, одним из показателей которой являются его возможности по боевому маневрированию. Очевидно, что нельзя успешно выполнить боевую задачу, если на выбранном режиме полета высокая боевая эффективность самолета достигается при низком уровне безопасности полета. Боевая эффективность военного самолета характеризуется успешностью выполнения поставленных задач, безопасность полета — возможностью выполнения боевого полета без происшествий, вызываемых как причинами, не связанными с боевым воздействием противника (отказы авиационной техники, ошибки летного состава, особо сложные метеоусловия), так и причинами, обусловленными наличием боевых повреждений. Для количественной оценки боевой эффективности и уровня безопасности полета при выборе летных ограничений используется статистико-вероятностный метод. Количественным показателем боевой эффективности самолета считается вероятность выполнения на нем боевой задачи, а крите- 224 рием уровня безопасности полета — вероятность завершения полета без тяжелого летного происшествия (аварии или катастрофы), оцениваемая по числу аварийных или катастрофических ситуаций, приходящихся на один полет или на единицу полетного времени (например, на час полета) в заданных эксплуатационных условиях. Успешным считается полет, если боевая задача выполнена без тяжелого летного происшествия. Величина вероятности выполнения такого полета — основной показатель для установления летных ограничений. При этом необходимо правильно оценивать возможности экипажа в отношении выдерживания установленных ограничений. (Для этого очень важно создать специальную систему обеспечения безопасности полета, которая, контролируя соответствующие параметры, могла бы практически мгновенно обнаруживать и парировать отказы и боевые повреждения, сигнализировать об этом экипажу и выдавать рекомендации по дальнейшим действиям.) При выборе летных ограничений, кроме перечисленных показателей, должны оцениваться все особенности поведения самолета данного типа, работы его систем и оборудования, условий полета и т. д., а также наиболее вероятные типичные ошибки пилотирования, допускаемые летчиками на этом самолете. При оценке особенностей поведения и пилотирования самолета в первую очередь рассматриваются характеристики управляемости и устойчивости самолета. Например, при выборе ограничения по углу атаки важно знать, возникает ли на данном самолете (как и когда) неустойчивость по перегрузке (непроизвольное кабрирование), достаточна ли эффективность рулей для парирования появляющегося при этом апериодического движения тангажа. Для оценки вероятности появления наиболее типичных для данного самолета ошибок пилотирования эти ошибки можно разделить (по степени их влияния на выполнение боевой задачи и безопасность полета) на два вида: 1) ошибки пилотирования, в результате которых самолет не выходит за эксплуатационные ограничения; по таким ошибкам определяют качество выполнения полетного задания, они практически не влияют на безопасность полета; 2) ошибки пилотирования, которые приводят к выходу самолета за эксплуатационные ограничения; такие ошибки являются предпосылками к летным происшествиям, они заметно снижают вероятность выполнения боевой задачи и уровень безопасности полета. Ошибки первого вида, как правило, устранимы действиями летчика. Ошибки второго вида почти неисправимы. Если же и представляется некоторая возможность для устранения ошибки второго вида, это сопровождается большим психофизическим напряжением летчика и осуществляется со значительным запаздыванием. При установлении летных ограничений необходимо, учитывая вероятность появления всех наиболее часто встречающихся на данном типе самолета ошибок пилотирования, особое внимание уделять недопущению ошибок второго вида. С этой целью рассма- 225 триваются причины и сущность ошибок (их связь с конструктивно-аэродинамическими особенностями самолета, характеристиками силовой установки, оборудования и т. п.), а также производится статистическая оценка повторяемости этих ошибок. Ниже приводятся наиболее часто встречающиеся ошибки пилотирования второго вида. Одной из таких ошибок пилотирования, допускаемых летчиками на маневренных самолетах, является чрезмерное увеличение угла атаки. Однако опасное увеличение угла атаки (приближение к околокритическим его значениям) обычно бывает связано с грубым нарушением заданного режима полета, т. е. со второй наиболее вероятной ошибкой пилотирования — значительным превышением темпа отклонения ручки управления на себя (скорости нарастания ЛУ() в начале маневра. Статистика показывает, что, например, рекомендуемая скорость нарастания нормальной перегрузки при выполнении вертикальных маневров часто превышается летчиками примерно в полтора раза (а иногда и более). Следующей характерной ошибкой пилотирования является резкое, практически полное отклонение ручки управления от себя для парирования непроизвольного кабрирования (на самолетах, обладающих неустойчивостью по перегрузке при больших углах атаки). Обычно для парирования кабрирования бывает достаточно отклонить ручку управления от себя примерно до нейтрального положения. Излишнее же отклонение ручки за нейтральное положение при восходящем вертикальном маневре (например, при выполнении полупетли) может вызвать резкое уменьшение нормальной перегрузки (иногда до нуля) и, как следствие, распрямление траектории. Это вызывает чрезмерные набор высоты и потерю скорости (последнее само по себе может приводить к выходу самолета на недопустимо большие углы атаки). К числу наиболее вероятных относится также ошибка пилотирования, заключающаяся в резком отклонении ручки управления по диагонали при выполнении нисходящих вертикальных маневров (например, при выводе из пикирования с одновременным разворотом самолета, т. е. с одновременным созданием нормальной перегрузки и угловой скорости крена). В результате возникают интенсивные движения тангажа и крена (с большими угловыми ускорениями и скоростями). Это может приводить, в частности, к возникновению аэроинерционного вращения самолета. Характерной ошибкой является нарушение координации при одновременном отклонении элеронов и руля направления. В этом случае перетягивание ручки управления может приводить к неожиданному и резкому сваливанию самолета. Часто встречающейся ошибкой пилотирования, допускаемой при маневрировании на малых и средних высотах с большими приборными скоростями, является превышение максимальной эксплуатационной перегрузки (обычно на величину А«у»1,0) из-за чрезмерно резких действий рулями. Обусловлено это высокой чувствительностью современных маневренных сверхзвуковых самрле- 226 той к отклонениям ручки управления (точнее, органов управления при больших дозвуковых приборных скоростях полета на указанных высотах. Итак, летные ограничения устанавливаются таким образом, чтобы надежно предотвратить (при соблюдении их) выход самолета на критические (неэксплуатационные) режимы полета. 7.2. ПРИМЕНЕНИЕ АВИАЦИОННЫХ ТРЕНАЖЕРОВ Важным средством профилактики ошибок экипажа, особенно ошибок пилотирования (ошибок летчика), является применение для практического обучения летного состава авиационных тренажеров (пилотажных стендов-имитаторов). Но, говоря об этом, следует вновь особо подчеркнуть, что летная подготовка, тренировка непосредственно в воздухе играет первостепенную роль в предупреждении этих ошибок, т. е. в повышении безопасности полета. Обучение же на тренажерах носит вспомогательный характер. Тренажеры могут использоваться и для решения некоторых научно-исследовательских и конструкторских задач при создании новых типов самолетов. Целесообразность применения тренажеров для подготовки и совершенствования летного состава видна из того, что они позволяют: 1) сделать безопасным и ускорить выявление и изучение наиболее вероятных ошибок пилотирования второго вида, особенно тех из них, которые связаны с действиями экипажа при серьезных отказах авиационной техники; 2) эффективно отрабатывать действия экипажа при всех, в том числе и наиболее сложных, условиях полета; 3) ускорить освоение новых, еще не поступивших в эксплуатацию самолетов и значительно снизить возможность возникновения опасных ошибок экипажа при переучивании на них (учитывая наиболее вероятные ошибки пилотирования, допускающиеся на самолетах сходных типов); 4) существенно ускорить подготовку летного состава, так как процесс обучения на тренажерах не зависит от погоды и не связан с опасностью возникновения летных происшествий и др.; 5) снизить стоимость обучения (одно занятие с экипажем на тренажере обходится в 10—15 раз дешевле тренировочного полета) ; 6) быстро и без риска варьировать самые разнообразные условия полета; 7) увеличить полноту и точность оценки общей подготовки экипажей и улучшить контроль их готовности к полету; 8) значительно сократить количество учебно-тренировочных полетов; 9) вырабатывать навыки пилотирования как в нормальных условиях, так и при особых случаях в полете (особенно при наиболее опасных отказах, например при отказе критического двига- 227 теля На миогодвйгательном самолете, при отказе гировертикали в сложных метеоусловиях и т. п.). Тренировка летчика на тренажере в действиях при отказах авиационной техники позволяет уменьшить время реакции его на отказ (рис. 7.1) и выработать твердые навыки действий при .аналогич-ных отказах в полете. to tj tpeuj tp tp.ff tc T, Треш Tp.c t,e TP Ъ Рис. 7.1. К пояснению времени реакции летчика Гр и ответной реакции самолета ТрЛ На рис. 7.1 показаны временные интервалы, характеризующие реакцию летчика на отказ (на примере отказа критического двигателя) и ответную реакцию самолета на действия летчика. На оси времени отмечены моменты: отказа критического двигателя (t0); распознавания летчиком характера отказа (t\); принятия летчиком решения о действиях для парирования последствий отказа (^реш); начала действий летчика по парированию отказа (/р); начала ответной реакции самолета на действия летчика (/р. с); срабатывания, т. е. восстановления или исходного режима, или выхода на новый режим полета с отказавшим двигателем (/с). Вообще же весь процесс парирования отказа будут характеризовать следующие временные показатели (рис. 7.1): время распознавания отказа: T\ = t\ — to; время для принятия решения: Tpem = tpem —1\\ время реакции летчика: Tv = tv—-t0; время ответной реакции самолета: Гр. с = ^р. с — tp', время срабатывания: Tc = tc — ^о; это время в значительной степени зависит от субъективного фактора — быстроты реакции летчика. Как уже указывалось, можно заметно сократить время реакции летчика отработкой на тренажере четких действий по парированию отказа. В ВВС США разработана памятка инструкторам тренажеров, в которой отмечаются следующие достоинства метода подготовки экипажей с использованием тренажеров: 1) инструктор имеет больше возможностей для планирования тренировок курсантов по индивидуальным планам, что способствует лучшему усвоению материала; 2) инструктор может проводить практические занятия с курсантами в течение всего учебного дня; 3) инструктор может больше внимаиия уделять наиболее важцьщ и интзрео» ным для курсантов вопросам! ' ...... . " 228 4) инструктор может устанавливать наиболее рациональную последовательность в каждом отдельном случае выполнения задач для обеспечения максимальной эффективности тренировок; 5) курсанты успешнее и быстрее приобретают летные навыки; 6) упражнения можно повторять любое число раз; Рис. 7.2. Общий вид авиационного тренажера с подвижной кабиной, обладающей тремя степенями свободы (динамический тренажер) 7) ошибки экипажа можно отмечать и корректировать сразу же при их появлении; 8) плохие навыки и неверные действия курсантов можно своевременно выявлять и исправлять; 9) практически неограниченное время для тренировок позволяет достигать высокого уровня подготовки курсантов; 10) достаточность времени для обдумывания и решения сложных полетных заданий; 11) занятия способствуют развитию самостоятельности и инициативы у курсантов; 12) достаточность времени для обсуждения и анализа сложных проблем, возникающих в процессе подготовки курсантов. В настоящее время находят широкое применение динамические (с подвижными кабинами) тренажеры (рис. 7.2) и статические (с неподвижными кабинами). Основными функциональными частями тренажера являются: кабина экипажа, аналого-вычисли-тельный комплекс и системы имитации окружающей обстановки и физиологического воздействия полета. Тренажер настраивается на характеристики конкретного самолета, его системы управления и оборудования. Оборудование кабины, визуальная или радиолокационная имитация окружающей обстановки и динамики движения 229 самолета создают у экипажа ощущения, приближающиеся к полетным. Блок-схема авиационного тренажера показана на рис 73 Основным звеном тренажера является электронно-механическая система моделирования динамики полета, имитирующая движение самолета в воздухе и на земле с учетом управляющих действий ' Система моделирования движения самолета ИР ВО Пилотажно -навигационное оборудование Аппаратура для оценки Выполнения задания Рис. 7.3. Блок-схема авиационного тренажера членов экипажа. Имитаторы радиолокационной и визуальной обстановки (ИРВО) обеспечивают экипаж всей информацией необходимой для полета. Сюда входит имитация (визуальная или радиолокационная) движения самолета на взлете и посадке, движения цели при ведении воздушного боя и т. п. Для имитации воздушного боя между двумя истребителями используются тренажеры с двумя кабинами, в работе участвуют два летчика; каждый из них получает информацию о действиях противника Имитаторы физиологического воздействия (ИФВ) моделируют кренение снижение, вибрации при разбеге и пробеге и т. п. ' Для имитации окружающей обстановки (ИОО) применяется телевизионная или кинопроекционная система. В состав телевизионной системы входят макет местности, телевизионная камера с шестью степенями свободы и индикатор для отображения визуальной обстановки. Макет местности может быть жестким или деформируемым. Жесткий макет с изображением рельефа характера покрова (в зависимости от времени года и географической зоны), местных предметов монтируется обычно неподвижно. Теле-230 визионная камера, перемещаясь и поворачиваясь перед этим макетом, создает иллюзию движения самолета (с учетом его скорости движения, углов наклона и т. п.). Деформируемый макет местности выполняется обычно в виде кольца из гибкой ленты, протягиваемой перед телевизионной камерой. Камера также имеет все степени свободы, необходимые для наиболее полного и реального отображения условий движения самолета. Режимы движения макета и телекамеры задаются системой моделирования динамики полета. Кинопроекционная система дает возможность получать более четкое изображение местности. Для нее требуются макеты местности значительно меньших размеров, чем для телевизионной системы. Эта система компактнее телевизионной и реальнее отображает более обширные участки местности и другие элементы окружающей обстановки. Однако ограниченная скорость протяжки киноленты не позволяет имитировать изменения скорости полета в широких пределах. Узок и диапазон допустимых отклонений имитируемой траектории полета. Существуют- и более сложные системы индикации визуальной обстановки. Для оценки действий экипажа тренажер снабжен контрольно-записывающей аппаратурой (КЗА). Она регистрирует все изменения параметров полета и положения рычагов управления. Динамические тренажеры (по сравнению со статическими) позволяют значительно полнее имитировать условия работы и психофизиологическое влияние полета на экипаж. Они дают возможность воспроизводить угловые и линейные ускорения, что создает ощущение прямолинейного и вращательного движений самолета. Возникающие при этом у летчика ощущения дают ему информацию о начале и окончании имитируемых маневров, что помогает ему быстрее находить нужные решения. Так, например, в США широко применяются динамические тренажеры для подготовки экипажей самолетов «Боинг-747», «Дуглас» ДС-10 и «Локхид» L-1011. Эти тренажеры имеют шесть степеней свободы и воспроизводят движения крена, рыскания и тангажа (вращательные движения) и линейные перемещения вверх-вниз, вперед-назад и в стороны (скольжение на крыло вправо и влево). Хотя они и позволяют полнее имитировать условия полета, но сложнее конструктивно, больше по размерам и значительно дороже статических тренажеров. Известно, как важно членам экипажа многоместного самолета все действия, необходимые в полете, отрабатывать одновременно и взаимосвязанно. Для этого целесообразно создать авиационный комплексный динамический тренажер, который даст возможность улучшить подготовку экипажей таких самолетов, а следовательно, повысить безопасность полета и вероятность выполнения поставленной задачи. В США делались попытки создать и применить летающие тренажеры. Они представляют собой небольшие самолеты и вертолеты с изменяющимися в полете характеристиками устойчивости 231 и управляемости. На этих тренажерах можно имитировать летные характеристики маневренных и тяжелых самолетов, особые случаи в полете и т. п. Однако их применение было признано экономически неоправданным. 7.3. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ ЛЕТЧИКА О ПРИБЛИЖЕНИИ СВАЛИВАНИЯ 7.3.1. Предупреждающие признаки и средства Для обеспечения безопасности полета на предельных режимах летчик (экипаж) должен своевременно получать надежную и четкую информацию, предупреждающую его о приближении сваливания. О необходимости такой информации говорят, например, следующие цифры. Статистические данные об авариях и катастрофах транспортных самолетов и записи бортовой регистрирующей аппаратуры (самописцев аварийных режимов полета) показывают, что вероятность достижения в полете скорости сваливания составляет примерно 10-6-=-10~5 (т. е. один случай приходится на 1000000—100000 полетов), тогда как вероятность выхода на скорость, при которой необходимо посылать летчику предупреждающие сигналы о приближении срывного режима, оказывается намного большей. Она лежит в пределах 10~3-н10~2 (т. е. один выход на эту скорость приходится на 1000—100 полетов). Для маневренных военных самолетов указанные вероятности оказываются заметно большими. В качестве источников предупреждающей информации служат естественные или искусственно созданные признаки (явления, сигналы). Эти признаки должны быть легко и безошибочно распознаваемыми, достаточно интенсивными и характерными для приближения к сваливанию. Естественными предупреждающими признаками могут быть уже упоминавшиеся аэродинамическая тряска, покачивания или броски самолета с крыла на крыло (поперечные колебания), движения рыскания и тангажа (путевые и продольные колебания), а искусственными — тряска или толчки рычагов управления, создаваемые специальными устройствами (тактильная сигнализация), звуковые и световые сигналы. Звуковые сигналы могут подаваться летчику сиреной, звонком, голосом (например, через наушники), световые — с помощью светящихся табло и проблесковых огней. Световые сигналы обычно применяются в сочетании со звуковыми. Искусственно созданные предупреждающие признаки должны появляться при скорости, на 5—12% большей скорости сваливания. Однако эта величина может изменяться в зависимости от особенностей поведения и пилотирования данного самолета, характеристик его управляемости и устойчивости на больших углах атаки и т. Д. Самым распространенным среди естественных признаков приближения сваливания является предупреждающая аэродинамическая тряска. О появлении этого признака летчик может судить по 232 началу четко ощутимой вибрации всего самолета или его отдельных частей, рычагов управления. Вызывается она пульсацией давления, возникающей при срыве потока. У дозвуковых самолетов этот признак становится заметным при углах атаки начала тряски <хт, значительно меньших угла атаки начала сваливания ас, а у сверхзвуковых самолетов при минимальной или близкой к ней 2=*=: W М Рис. 7.4. Различия в протекании зависимостей ас=/(М) и ат=(р(М) у дозвукового (1) и сверхзвукового (2) самолетов скорости полета тряска появляется почти непосредственно перед сваливанием, т. е. в этом случае разница между ат и ас очень мала или же практически эти углы совпадают (рис. 7.4). Интенсивность предупреждающей тряски у сверхзвуковых самолетов при сваливании с малой исходной скорости полета обычно мала, летчик иногда даже не замечает выхода на ас. Поэтому на некоторых самолетах на носовой части крыла устанавливают, например, пластинчатые турбулизаторы. Они вызывают пульсацию давления на верхней поверхности крыла, в результате чего аэродинамическая тряска возникает раньше и с приближением к ас она интенсивно возрастает. Выход сверхзвуковых самолетов со стреловидными или треугольными крыльями на предсрывные режимы, как отмечалось выше, обычно сопровождается покачиваниями с крыла на крыло и последующим кренением в одну сторону. Иногда возникают и путевые колебания (рыскание) из-за ухудшения боковой устойчивости на больших углах атаки, а также вследствие пульсации давления, вызванной появлением области срыва потока на крыле. В некоторых случаях может возникать дивергентное движение рыскания. Покачивания перед сваливанием у сверхзвукового самолета при малом исходном числе М и перегрузке nys»l возникают при Су<Сус обычно на 15—20%, происходят с максимальной угловой скоростью крена сожтах= ±3-^-5 град/с и продолжаются вплоть до сваливания. Для этих самолетов значения адоп и Судоп выбирают соответствующими началу появления покачиваний (при отсутствии других эксплуатационных ограничений по а и Су). 233 Если самолет, у которого естественным предупреждающим признаком приближения к сваливанию являются покачивания или броски с крыла на крыло, оборудован системой автоматической стабилизации по крену, необходимо иметь в виду следующее. При работе этой системы (в простейшем случае — при работе демпфера крена) все случайные отклонения от заданного крена парируются немедленно, что затушевывает роль покачиваний и бросков, как предупреждающих признаков. Поэтому в полете с включенной системой стабилизации распознавание летчиком приближения к режиму сваливания затрудняется, а следовательно, в его 'распоряжении остается меньше времени для парирования непроизвольного выхода самолета за эксплуатационные углы атаки, т. е. за предельный режим. 7.3.2. Тактильная сигнализация Тактильная или, что то же самое, тактильно-импульсная сигнализация— искусственно создаваемые толчки и (или) подергивания рычага управления, предупреждающие летчика о приближении сваливания. Сигнализирующим элементом здесь обычно является ручка (штурвал) управления, а в некоторых случаях — педали, как, например, на американском самолете-F-111 с крылом изменяемой в полете стреловидности. На этом самолете с приближением режима непроизвольного дивергентного движения рыскания (наступающего задолго до сваливания) летчику одновременно выдаются предупреждающий сигнал (в виде тряски педалей) и сигнал, указывающий, в какую сторону отклонить руль направления. Толчки и подергивания ручки управления указывают летчику, куда, в каком направлении нужно отклонить ручку для парирования возможности попадания самолета за предельный (по углу атаки) режим: при выходе на большие положительные углы атаки эти толчки даются в направлении от себя, при выходе на такие же отрицательные углы — на себя. Подергивания и толчки передает на ручку (штурвал) управления специальный толкатель. Он начинает срабатывать при выходе самолета на угол атаки срабатывания тактильного сигнализатора атакт, величину которого можно определить из следующего выражения: • «такт = «т. с 4- Л*м + Аа(3 + Да% + Аак + Кр, где ат. с — расчетное значение угла атаки, на котором должен срабатывать тактильный сигнализатор при околонулевом числе М в координированном прямолинейном полете (j3 = 0, шд: = 0), когда угол атаки увеличивается очень плавно (скорость нарастания угла атаки по времени а«=0); Дам—изменение расчетного угла атаки, обусловленное влиянием числа М на «доп, 234 Да» — изменение расчетного угла атаки, обусловленное влиянием скольжения на аДОт Дащ — изменение расчетного угла атаки, обусловленное влиянием угловой скорости крена на адоп; Дак — изменение расчетного угла атаки, определяемое изменением полетной конфигурации самолета; Кр — величина, вводимая для опережения подачи сигнала летчику в случае резкого нарастания угла атаки; эта величина пропорциональна а — чем выше темп нарастания угла атаки, тем раньше (при меньших углах атаки) срабатывает тактильная сигнализация. Тактильная сигнализация успешно применяется, когда нет надежных естественных предупреждающих признаков, а также при слишком раннем (задолго до выхода на ас) или очень позднем (непосредственно перед выходом на ас) их появлении. Действие предупреждающего сигнала непосредственно на управляющую руку или на ноги сокращает время реакции летчика на этот сигнал. Данный вид сигнализации позволяет летчику без ущерба для безопасности полета при выполнении различных маневров ближе подходить к предельным режимам, шире и смелее реализовать пилотажные возможности своего самолета. Можно существенно повысить безопасность полета на больших углах атаки применением автоматической системы парирования сваливания и штопора. Схема такой системы для самолета со сдвоенным штурвальным управлением показана на рис. 7.5. Принцип ее действия заключается в следующем. В аэронавигационный вычислитель (АНВ) поступают сигналы от датчиков углов атаки а и скольжения р, числа М, угловой скорости крена шх, а также от датчиков положения шасси и органов механизации крыла. Вычислитель предварительно (по результатам летных испытаний) настраивается на принятый для данного самолета закон изменения предельно допустимого угла атаки адоп в зависимости от числа М, угла J3, угловой скорости крена шх, скорости изменения углов аир по времени и от полетной конфигурации самолета. В вычислитель поступают сигналы и от датчика текущих значений истинного угла атаки самолета. АНВ по всем параметрам, поступающим от датчиков, определяет значение аДОп. Как только во время полета <-Ист достигнет величины «доп, вычислитель посылает импульс на срабатывание вибратора — тактильного сигнализатора на штурвале. По этому сигналу летчик принимает меры для перевода самолета на эксплуатационные углы атаки. Если же по какой-либо причине самолет все-таки выйдет на а>адоп, вычислитель выдает команду уже на срабатывание толкателя штурвала. Толкатель принудительно отклоняет штурвал на парирование сваливания и удерживает штурвал в отклоненном положении до возвращения самолета на эксплуатационный режим полета. 235 Следует отметить, что достичь высокой точности определения приближения к режиму сваливания, используя для этого только угол атаки самолета, нельзя, так как в реальных условиях невоз- Рис. 7.5. Принципиальная схема автоматической системы парирования сваливания и штопора: / — штурвал управления; 2 — вибратор (кулачковый механизм); 3 — сигнал тактильного сигнализатора; 4 — толкатель штурвала; 5 —индикатор сваливания (указатель «, адоп и «с) с сигнальным устройством; 6 — датчик угла атаки; 7 — датчик угла скольжения; 8 — датчик положения шасси; 9 •— датчик положений органов механизации; 10 — датчик числа М; // — датчик угловой скорости крена можно заранее учесть влияние некоторых факторов (перегрузки и темпа ее нарастания, упругих деформаций конструкции, обледенения крыла и т. д.) на угол атаки начала срыва потока с крыла. Но известно, что под действием указанных факторов этот угол а может существенно изменяться. Следовательно, может изменяться и адоп (определяемый с запасом от а начала срывного режима). Это изменение достигает значительной величины: Аадоп^ 5-f-lO". Поэтому, как уже указывалось, для предупреждения о наступлении срывного режима целесообразнее использовать в качестве определяющего параметра не угол атаки, а, например, показатель характера изменения распределения давления (градиента давления) в пограничном слое. Это даст возможность весьма точнее определять приближение к режиму сваливания. Изложенный в книге материал дает летчику полное представление об особенностях поведения и пилотирования современных до-, около- и сверхзвуковых самолетов на предельных и близких к ним режимах полета. Понимание указанных и порождающих их причин позволит летчику уверенней ориентироваться во всем многообразии явлений, связанных с предельными режимами, находить наиболее правильные и своевременные решения при различных ситуациях в полете и производить все необходимые действия для эффективного использования возможностей как самолета, так и авиационного комплекса в целом. ...-- ЛИТЕРАТУРА Аронин Г. С. Практическая аэродинамика. М., Воениздат, 1962. Бюшгенс Г. С., СтудневР. В. Динамика пространственного движения самолета. М., «Машиностроение», 1967. Г а л л а и М. Л. Полет самолета с неполной и несимметричной тягой. М., «Машиностроение», 1970. Галлай М. Л. Через невидимые барьеры. Испытано в небе. М., «Молодая гвардия», 1965. К а л а ч е в Г. С., К о т и к М. Г. Сваливание и штопор современных самолетов. — В сб.: Летчику о практической аэродинамике. М., Воениздат. 1961. Котик М. Г. Динамика штопора самолета. М., «Машиностроение», 1976. Котик М. Г. Расчет траектории движения самолета в штопоре. «Труды ВВИОЛКА им. проф. Н. Е. Жуковского». Вып. 1028, 1964. Котик М. Г. Критические режимы сверхзвукового самолета. М., «Машиностроение», 1967. Котик М. Г. Определение некоторых характеристик штопора самолета. «Известия высших учебных заведений». Сер. «Авиационная техника», 1965, № 3. Летные испытания самолетов. М., «Машиностроение», 1968. Авт.: М. Г. Котик [и др.]. Мельников А. П. Аэродинамика больших скоростей. М., Воениздат, 1961. Микоян С. А. Динамический метод набора высоты.— В сб.: Летчику о практической аэродинамике. М., Воениздат, 1961. Мхитарян А. М. Аэродинамика. М., «Машиностроение», 1970. Динамика полета. (Под ред. Мхитарян А. М.) М., «Машиностроение», 1971. Остославский И. В. Аэродинамика самолета. М., «Машиностроение». 1957. Пономарев А. Н. Ракетоносная авиация. М., Воениздат, 1964. Платонов К. К. Психология летного труда. М., Воениздат, 1960. Практическая аэродинамика самолетов с турбореактивными двигателями. М., Воениздат, 1969. Авт.: В. Г. Брага [и др.]. Практическая аэродинамика самолетов с турбовинтовыми двигателями. М., Воениздат, 1970. Авт.: А. А. Дьяченко [и др.]. Пышнов В. С. Динамические свойства самолета. М., Оборонгиз, 1951. П ы ш н о в В. С. Как был покорен штопор. — «Авиация и космонавтика», 1967, № 8. Пышнов В. С. Кризисные явления при обтекании крыльев. — В сб.: Научно-методические материалы по вопросам динамики полета. Изд. ВВИОЛКА им. проф. Н. Е. Жуковского, 1972. Пышнов В. С. Энергетический расчет изменения скорости полета в процессе маневрирования самолета. —В сб.: Научно-методические материалы по вопросам динамики полета. Изд. ВВИОЛКА им. проф. Н. Е. Жуковского, 1972. Филиппов В. В. Как летчику бороться с отрицательной тягой. М., Воениздат, 1966. Ч жен П. Отрывные течения. Т. 1. М., «Мир», 1972; т. 2 и 3. М., «Мир», 1973. 237 ОГЛАВЛЕНИЕ Стр. Предисловие........................... 3 Основные обозначения ....................... 8 Глава 1. Предельные режимы полета................ 11 1.1. Виды предельных режимов.................. — 1.2. Предельные приборные скорости (скоростные напоры) и числа М 13 1.3. Минимальные предельные скорости маневрирования...... 17 1.4. Предельные углы атаки.................... 18 1.5. Предельные перегрузки.................... 19 1.6. Предельные высоты полета .................. 23 1.6.1. Потолок самолета . . . -................. —' 1.6.2. Предельно малые высоты................. 28 1.7. Расчет коэффициентов подъемной силы самолета........ 31 Глава 2. Особенности управляемости и устойчивости маневрирующего самолета ............................. 37 2.1. Конструктивно-аэродинамические и эксплуатационные особенности сверхзвукового самолета................... —• 2.2. Влияние параметров полета на управляемость и устойчивость самолета.......................... 39 2.2.1. Влияние угла атаки на управляемость.......... — 2.2.2. Влияние угла атаки на устойчивость........... 41 2.2.3. Влияние числа М на устойчивость и управляемость .... 44 2.2.4. Влияние высоты полета на устойчивость и управляемость 45 2.3. Неблагоприятные особенности в поведении и пилотировании сверхзвукового самолета ................... 46 2.3.1. Особенности продольного движения........... — 2.3.2. Особенности бокового движения............. 53 2.4. Аэроинерционное вращение.................. 55 Глава 3. Характеристики сваливания . .;.............. 60 3.1. Физическая сущность и виды сваливания............ — 3.2. Влияние конструктивно-аэродинамических факторов на сваливание 66 3.3. Влияние исходного режима полета на сваливание......;. 75 3.3.1. Влияние интенсивности маневра............. — 3.3.2 Влияние параметров исходного режима.......... 78 3.4. Особенности сваливания на большой сверхзвуковой скорости и динамических высотах..................... 82 3.5. Сваливание в болтанку и при обледенении........... 85 3.6. Влияние на сваливание полетной конфигурации самолета .... 88 3.6.1. Влияние механизации крыла...............- — 3.6.2. Влияние изменения геометрии крыла........... 90 3.7. Влияние на сваливание непосредственного управления подъемной силой и близости земли.............. .......j_.j .j 93 238 Стр. Глава 4. Предотвращение сваливания и вывод самолета из него ... 98 4.1. Факторы, влияющие на поведение самолета при сваливании ... — 4.2. Предотвращение сваливания.................. 101 4.3. Вывод самолета из сваливания. Ошибки пилотирования, способствующие сваливанию...................... 108 Глава 5. Характеристики штопора . . ............... И4 5.1. Физическая сущность штопора................. — 5.1.1. Авторотация....................... — 5.1.2. Влияние стреловидности крыла и скольжения на авторотацию 118 5.1.3. Переход от сваливания к штопору............ 120 5.2. Виды штопора ........................ 121^ 5.2.1. Неустойчивые нормальный и перевернутый штопоры ... 126 5.2.2. Устойчивые нормальный и перевернутый штопоры..... 131 5.3. Особенности штопора современных сверхзвуковых самолетов . . 139 5.3.1. Штопор на переходном (начальном) участке режима ... 140 5.3.2. Вертикальный (развившийся) штопор........... 147 5.3.3. Особенности штопора на динамических высотах и сверхзвуковых скоростях..................... 152 5.3.4. Взаимовлияние режима работы двигателя и режима штопора 160 Глава 6. Вывод самолета из штопора................ '64 6.1. Отклонения рычагов и органов управления самолетом при штопоре ............................. — 6.2. Особенности управления самолетом в штопоре......... 171 6.3. Влияние отклонения элеронов на штопор............ 172 6.4. Методы вывода из нормального штопора............ 188 6.5. Методы вывода из перевернутого штопора.......... 199 6.6. Ошибки пилотирования при штопоре.............. 204 6.6.1. Применение излишне «сильного» метода вывода...... 207 6.6.2. Применение излишне «слабого» метода вывода...... 212 fi.6.3. Нарушение последовательности отклонения рулей..... — 6.6.4. Отклонение элеронов в штопоре............. 213 6.6.5. Ошибки из-за потери пространственной ориентировки в штопоре......................... 217 6.7. Дополнительные методы и средства вывода из штопора ...... 221 Глава 7. Обеспечение безопасности полета на предельных режимах . . 224 7.1. Выбор летных ограничении................. .• — 7.2. Применение авиационных тренажеров ............. 227 7.3. Предупреждение летчика о приближении сваливания...... 232 7.3.1. Предупреждающие признаки и средства......... — 7.3.2. Тактильная сигнализация................. 234 Литература............................ 237 Михаил Григорьевич Котик, Василий Васильевич Филиппов ПОЛЕТ НА ПРЕДЕЛЬНЫХ РЕЖИМАХ Редактор Я. Я, Гаврилов Технический редактор М, В. Федорова Корректор Н. Б. Кузнецова-Морева ИБ № 682 Г-92591 Сдано в набор 10.9. 76 г. Подписано в печать 22.4.77 г. Формат 60Х90/,в. Печ. л. 15. Усл. печ. л. 15+1 вкл. '/« п. л., 0,25 усл. печ. л. Уч.-изд. л. 15,636 Бумага тип. № 2 Цена 1 руб. 8 коп. Тираж 17000 экз. Изд. № 7/643________________ Зак. 632 Воениздат, 103160, Москва, К-160 2-я типография Воениздата 1910065, Ленинград, Дворцовая пл., 10 Рис. &9. Нормальны* з неустойчивый штопор с варветающпмн колебаяиямв ое- регрузки Заказ 632 к стр. Ш