Авторский коллектив: В. А. Алтухов, В. Г. Брага, Г. Ф. Бутенко, Н. М. Лысенко, А. А. Манучаров, С. А. Микоян, Ю. Н. Нечаев, М. И. Радченко, Г. Ф. Сивков. Практическая аэродинамика маневренных самолетов Учебник для летного состава -------------------------------------------------------------------------------- Издание: Практическая аэродинамика маневренных самолетов. Учебник для летного состава. Под общ. ред. Н. М. Лысенко. — М.: Воениздат, 1977. — 439 с. с ил. Scan: Danila - Master of Science (M.Sc.) in Physics Аннотация издательства: В учебнике рассматриваются особенности аэродинамической компоновки и силовой установки современных самолетов, устойчивость, управляемость и маневренность, критические режимы, эксплуатационные ограничения, а также поведение самолета и управление им на различных этапах полета, при боевом применении и при некоторых отказах авиационной техники. Учебник предназначен для летного состава ВВС, авиации ПВО и ВМФ. Он будет также полезен курсантам летных училищ и летному составу ДОСААФ. ОГЛАВЛЕНИЕ Предисловие (стр. 3) РАЗДЕЛ I. ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ КОМПОНОВКИ И СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ СОВРЕМЕННЫХ САМОЛЕТОВ Глава 1. Особенности аэродинамической компоновки современных самолетов и их основные аэродинамические характеристики (стр. 5) § 1.1. Аэродинамическая компоновка самолетов и предъявляемые к ней требования (стр. 5) § 1.2. Влияние конфигурации самолета и режима полета на несущие свойства (стр. 9) § 1.3. Влияние конфигурации самолета и режима полета на лобовое сопротивление и аэродинамическое качество (стр. 14) § 1.4. Несущие свойства самолета в условиях взлета и посадки (стр. 24) Глава 2. Особенности силовой установки современных самолетов (стр. 31) § 2.1. Схема и рабочий процесс двигателя (стр. 31) § 2.2. Входные устройства силовых установок сверхзвуковых самолетов (стр. 36) § 2.3. Явления срыва потока и помпажа компрессоров ГТД 55 § 2.4. Особенности рабочего процесса камер сгорания и неустойчивые режимы их работы (стр. 64) Глава 3. Характеристики и эксплуатационные ограничения двигателей (стр. 73) § 3.1. Особенности регулирования двигателей и контроля за их работой (стр. 73) § 3.2. Характеристики ТРД и ТРДФ (стр. 82) § 3.3. Переходные режимы работы ТРД и ТРДФ (стр. 87) § 3.4. Эксплуатационные ограничения и особые случаи, связанные с работой силовой установки (стр. 95) § 3.5. Помпаж и самовыключение (заглохание) двигателей при пуске ракет (стр. 111) РАЗДЕЛ II. УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА. КРИТИЧЕСКИЕ РЕЖИМЫ И ОСОБЫЕ СЛУЧАИ В ПОЛЕТЕ Глава 4. Введение в устойчивость и управляемость (стр. 116) § 4.1. Общие сведения об устойчивости и управляемости. Требования к их характеристикам (стр. 116) § 4.2. Моменты, действующие на самолет в прямолинейном полете (стр. 121) § 4.3 Дополнительные моменты в криволинейном полете (стр. 133) Глава 5. Продольная устойчивость и управляемость (стр. 143) § 5.1. Физическая природа развития продольного движения (стр. 143) § 5.2. Устойчивость по перегрузке (стр. 145) § 5.3. Влияние различных факторов на устойчивость по перегрузке (стр. 148) § 5.4. Связь управляемости с устойчивостью по перегрузке (стр. 151) § 5.5. Устойчивость по скорости и ее связь с управляемостью (стр. 158) § 5.6. Скоростной «подхват» (стр. 162) Глава 6. Боковая устойчивость и управляемость (стр. 167) § 6.1. Путевая и поперечная устойчивость (стр. 167) § 6.2. Физическая природа развития бокового движения (стр. 169) § 6.3. Некоторые особенности боковой управляемости (стр. 174) § 6.4. Характеристики боковой управляемости в прямолинейном полете (стр. 183) § 6.5. Характеристики боковой управляемости в криволинейном полете (стр. 191) Глава 7. Взаимодействие продольного и бокового движений (стр. 194) § 7.1. Физическая природа перекрестных связей (стр. 194) § 7.2. Особенности проявления взаимосвязи продольного и бокового движений при выполнении маневров (стр. 200) § 7.3. «Аэроинерционное вращение» и действия летчика по выводу из него (стр. 203) Глава 8. Особенности полета на больших углах атаки. Штопор самолета (стр. 210) § 8.1. Поведение самолета на больших углах атаки (стр. 210) § 8.2. «Подхват» (стр. 214) § 8.3. Штопор самолета (стр. 217) Глава 9. Особенности пилотирования в возмущенной атмосфере (стр. 231) § 9.1, Поведение самолета и управление им при полете в районе грозовой деятельности и при проходе струйных течений (стр. 231) § 9.2. Поведение самолета и управление им при попадании в спутный след от впереди летящего самолета (стр. 234) Глава 10. Возможные и допустимые перегрузки, скорости и высоты полета (стр. 238) § 10.1. Предельно возможные и допустимые перегрузки (стр. 238) § 10.2. Минимальная скорость полета (стр. 241) § 10.3. Максимальная скорость полета и ее ограничения (стр. 246) § 10.4. Поведение самолета и действия летчика при превышении максимально допустимой скорости полета (стр. 253) § 10.5. Диапазон скоростей и высот полета (стр. 255) § 10.6. Влияние эксплуатационных факторов на диапазон скоростей и высот полета (стр. 260) § 10.7. Область динамических высот полета (стр. 264) Глава 11. Системы управления современных самолетов (стр. 267) § 11.1. Распределение функций между летчиком и автоматическими устройствами (стр. 267) § 11.2. Формирование усилий на рычагах управления (стр. 270) § 11.3. Автоматы демпфирования (стр. 275) § 11.4. Автоматы устойчивости и безопасности (стр. 279) Глава 12. Принципы автоматического и директорного управления (стр. 283) § 12.1. Автоматическое управление движением вокруг центра тяжести (стр. 283) § 12.2. Автоматическое управление траекторией полета (стр. 291) § 12.3. Комплексные системы автоматического управления современных самолетов (стр. 296) § 12.4. Директорное управление. Особенности пилотирования по КПП (стр. 300) Глава 13. Управление самолетом при некоторых отказах авиационной техники (стр. 303) § 13.1. Особенности управления при отказах АРУ (стр. 303) § 13.2. Поведение самолета и управление им при отказе автомата демпфирования (стр. 308) § 13.3. Поведение самолета при отказе гидроусилителя (стр. 312) § 13.4. Поведение самолета и управление им при отказе механизма триммирования (стр. 314) § 13.5. Поведение самолета и управление им при отказе демпферов сухого трения (стр. 315) РАЗДЕЛ III. ПОВЕДЕНИЕ САМОЛЕТА НА РАЗЛИЧНЫХ ЭТАПАХ ПОЛЕТА И УПРАВЛЕНИЕ ИМ Глава 14. Взлет и набор высоты (стр. 317) § 14.1. Особенности движения самолета по земле. Взлет (стр. 317) § 14.2. Особенности взлета в различных условиях. Влияние эксплуатационных факторов (стр. 326) § 14.3. Способы улучшения характеристик взлета (стр. 330) § 14.4. Набор высоты и разгон самолета (стр. 332) Глава 15. Маневрирование в горизонтальной плоскости (стр. 339) § 15.1. Разгон и торможение самолета в горизонтальном полете (стр. 339) § 15.2. Условия выполнения виража (стр. 342) § 15.3. Характеристики маневров в горизонтальной плоскости (стр. 344) Глава 16. Маневрирование в вертикальной плоскости (стр. 355) § 16.1. Условия криволинейного движения и особенности выполнения маневров в вертикальной плоскости (стр. 355) § 16.2. Петля Нестерова и полупетля (стр. 361) § 16.3. Переворот (стр. 367) § 16.4. Горка (стр. 371) § 16.5. Пикирование (стр. 374) Глава 17. Маневрирование по пространственным траекториям (стр. 378) § 17.1. Условия и особенности выполнения маневров по пространственным траекториям (стр. 378) § 17.2. Косая петля. Полупереворот (стр. 382) § 17.3. Боевой разворот. Спираль (стр. 387) § 17.4. Бочка (стр. 390) Глава 18. Некоторые особенности управления самолетом при боевом применении (стр. 394) § 18.1. Общие замечания об управлении самолетом при боевом маневрировании (стр. 394) § 18.2. Управление самолетом в воздушном бою (стр. 396) § 18.3. Управление самолетом при боевом применении на малых высотах (стр. 400) Глава 19. Полет на максимальную дальность § 19.1. Дальность и продолжительность характерных этапов полета (стр. 406) § 19.2. Суммарная дальность полета и влияние на нее эксплуатационных факторов (стр. 414) § 19.3. Способы увеличения дальности полета (стр. 416) Глава 20. Снижение и посадка (стр. 418) § 20.1. Предпосадочное снижение (стр. 418) § 20.2. Выравнивание и выдерживание (стр. 421) § 20.3. Пробег (стр. 423) § 20.4. Влияние эксплуатационных факторов на посадочные характеристики (стр. 426) § 20.5. Способы улучшения посадочных характеристик (стр. 429) § 20.6. Особые случаи при посадке (стр. 431) Список литературы (стр. 435) ПРЕДИСЛОВИЕ Практическая аэродинамика — прикладная наука. Теоретической основой ее является аэродинамика, теория двигателей и динамика полета. Первые две дисциплины раскрывают физическую природу и закономерность изменения внешних сил, действующих на самолет, третья — динамика полета — законы движения самолета под действием указанных сил. В практической аэродинамике эти законы являются определяющими, поэтому ее с полным основанием можно называть динамикой полета. Значение знания практической аэродинамики для летного состава едва ли можно переоценить. Летчик должен не только в совершенстве освоить теорию полета и технику пилотирования, что требует от него отчетливого понимания физических процессов, происходящих в полете, но и уметь, не снижая безопасности полета, наиболее эффективно использовать тактико-технические возможности самолета. Впервые взаимосвязь вопросов теории полета и летной практики была отражена в курсе профессора Н. Е. Жуковского «Динамика аэроплана в элементарном изложении», который он читал летному составу в 1913—1916 гг. Первый фундаментальный учебник по практической аэродинамике был создан коллективом преподавателей ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского (Г. С. Козлов, Я. М. Курицкес, В. С. Пышнов и др.) в 1932 г. Он выдержал четыре издания. В последующие годы был написан ряд учебников по практической аэродинамике, но для большинства из них первое издание стало и последним. Причиной этого является бурное развитие отечественной авиации, сопровождавшееся значительным изменением летных и технических свойств самолетов и, как следствие, сравнительно быстрым устареванием учебников. Создание современных реактивных двигателей, усовершенствование аэродинамики позволили существенно расширить диапазон скоростей и высот полета. Это сопровождалось, с одной стороны, увеличением удельного веса неустановившихся режимов полета, в которых возросла роль кинетической энергии в общем балансе механической энергии самолета. Последнее, естественно, нашло отражение в изменении и совершенствовании боевых маневров. С другой стороны, при большом изменении скоростей и высот полета значительные изменения стали претерпевать характеристики устойчивости и управляемости, что в сочетании с непрерывным ростом потока информации стало существенно усложнять управление самолетом. Стремление расширить функции самолета, повысить эффективность его применения и безопасность полета, максимально облегчить условия работы летчика вынудило конструкторов современных самолетов широко применять различные автоматические устройства. Чтобы правильно использовать эти устройства, летчик должен понимать принципы и особенности их работы на различных режимах полета. Отмеченные вопросы нашли отражение в учебнике «Практическая аэродинамика самолетов с турбореактивными двигателями», изданном в 1969 г. Однако в нем не было уделено должного внимания технике пилотирования. И это естественно: учебник писали инженеры. Чтобы восполнить этот пробел, авторский коллектив настоящего учебника был скомплектован не только из профессорско-преподавательского состава ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, но и из летчиков-испытателей, отлично знающих особенности поведения техники пилотирования и боевого применения современных самолетов. Учебник «Практическая аэродинамика маневренных самолетов» написан по заданию главнокомандующего ВВС и предназначен для летного состава. Он состоит из трех разделов. Первые два раздела являются общими для всех этапов полета. В третьем разделе рассматривается поведение самолета на всех основных этапах от взлета до посадки и управление им на этих этапах. Здесь же отражены особенности управления самолетом при боевом применении. При написании книги авторы учитывали опыт отечественного и зарубежного самолетостроения. Исходные данные для количественных примеров и иллюстраций являются гипотетическими. Учебник написан авторским коллективом в составе: доцента, кандидата технических наук Алтухова В. А.; доцента, кандидата технических наук полковника-инженера Браги В. Г.; заслуженного летчика-испытателя, кандидата технических наук генерал-майора авиации Бутенко Г. Ф.; доцента, доктора технических наук Лысенко Н. М.; заслуженного летчика-испытателя генерал-майора авиации Манучарова А. А.; Героя Советского Союза, заслуженного летчика-испытателя генерал-майора авиации Микояна С. А.; профессора, доктора технических наук полковника-инженера Нечаева Ю. Н.; старшего научного сотрудника, кандидата технических наук полковника-инженера Радченко М. И.; дважды Героя Советского Союза, доцента, кандидата технических наук генерал-майора-инженера Сивкова Г. Ф. Авторы выражают искреннюю признательность маршалу авиации Пстыго И. И., который дал полезные советы, позволившие улучшить учебник. Авторы выражают благодарность Герою Советского Союза, заслуженному летчику-испытателю полковнику Петрову В. И., полковнику Цувареву В. И., полковнику-инженеру Рябий В. К., полковнику-инженеру Юдину Ю. М. и другим товарищам, замечания которых способствовали улучшению учебника. Авторы признательны доценту, кандидату технических наук полковнику-инженеру Медникову В. Н. и полковнику-инженеру Галашеву Е. С., прорецензировавшим учебник. СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ Аронин Г. С. Практическая аэродинамика. М., Воениздат, 1962. Брага В. Г. [и др.]. Динамика полета летательных аппаратов (траектории движения и летные характеристики). ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, 1966. Бюшгенс Г. С, Студнев Р. В. Динамика пространственного движения самолета. М., «Машиностроение», 1967. Воронович А. П. [и др.]. Системы управления летательных аппаратов и безопасность полета. ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, 1969. Гудков А. И., Лешаков П. С., Райков Л. Г. Внешние нагрузки и прочность летательных аппаратов. М., Оборонгиз, 1963. Доброленский Ю. П. Динамика полета в неспокойной атмосфере. М., «Машиностроение», 1969. Калачев Г. С. Показатели маневренности, устойчивости и управляемости самолетов. М., Оборонгиз, 1958. Котик М. Г. Критические режимы сверхзвуковых самолетов. М., «Машиностроение», 1968. Красовский А. А. Системы автоматического управления полетбх» и их аналитическое конструирование. М., «Наука», 1973. Летчику о практической аэродинамике. М., Воениздат, 1961. Лысенко П. М. Динамика полета (устойчивость и управляемость летательных аппаратов). ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, 1967. Нечаев Ю. Н. Входные устройства сверхзвуковых самолетов. М., Воениздат, 1963. Нечаев Ю. Н., Федоров Р. М., Говоров А. Н. Теория авиационных двигателей. Ч. 2. ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, 1974. Пашковский И. М. Особенности устойчивости и управляемости скоростного самолета. М., Воениздат, 1961. Практическая аэродинамика самолетов с турбореактивными двигателями. М., Воениздат, 1969. Пышнов В. С. Динамические свойства самолета. М., Оборонгиз, 1951. Склянский Ф. И. Управление сверхзвукового самолета. М., «Машиностроение», 1964. Тихонравов В. А. Колесно-лыжное шасси. ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, 1968. Честнов А. В. Летная эксплуатация самолета. М., Воениздат, 1968. Периодическая отечественная и иностранная литература. ====================================================== ПРАКТИЧЕСКАЯ АЭРОДИНАМИКА МАНЕВРЕННЫХ САМОЛЕТОВ УЧЕБНИК ДЛЯ ЛЕТНОГО СОСТАВА Под общей редакцией И. М. ЛЫСЕНКО. Ордена Трудового. Красного Знамени ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ СССР МОСКВА—1977 6Т5.1 П69 ' УДК 533.6(07) Авторский коллектив: В. А. Алтухов, В. Г. Брага, Г. Ф. Бутенко, Н. М. Лысенко, А. А. Манучаров, С. А. Микоян, Ю. Н. Нечаев, М. И. Радченко, Г. Ф. Сивков. П69 Практическая аэродинамика маневренных самолетов. Учебник для летного состава. Под общ. ред. Н. М. Лысенко. - М.: Воениздат, 1977. - 439 с. с ил. В учебнике рассматриваются особенности аэродинамической компоновки и си- ловой установки современных самолетов, устойчивость, управляемость и маневрен- ность, критические режимы, эксплуатационные ограничения, а также поведение самолета и управление им на различных этапах полета, при боевом применении и при некоторых отказах авиационной техники. Учебник предназначен для летного состава ВВС, авиации ПВО и ВМФ. Он будет также полезен курсантам летных училищ и летному составу ДОСААФ. Воениздат, 1977. ПРЕДИСЛОВИЕ Практическая аэродинамика — прикладная наука. Теоретичес- кой основой ее является аэродинамика, теория двигателей и ди- намика полета. Первые две дисциплины раскрывают физическую природу и закономерность изменения внешних сил, действующих на самолет, третья — динамика полета — законы движения само- лета под действием указанных сил. В практической аэродинамике эти законы являются определяющими, поэтому ее с полным осно- ванием можно называть динамикой полета. Значение знания практической аэродинамики для летного со- става едва ли можно переоценить. Летчик должен не только в совершенстве освоить теорию полета и технику пилотирования, что требует от него отчетливого понимания физических процессов, происходящих в полете, но и уметь, не снижая безопасности по- лета, наиболее эффективно использовать тактико-технические воз- можности самолета. Впервые взаимосвязь вопросов теории полета и летной прак- тики была отражена в курсе профессора Н. Е. Жуковского «Ди- намика аэроплана в элементарном изложении», который он читал летному составу в 1913—1916 гг. Первый фундаментальный учеб- ник по практической аэродинамике был создан коллективом пре- подавателей ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского (Г. С. Козлов, Я. М. Курицкес, В. С. Пышнов и др.) в 1932 г. Он выдержал че- тыре издания. В последующие годы был написан ряд учебников по практической аэродинамике, но для большинства из них пер- вое издание стало и последним. Причиной этого является бурное развитие отечественной авиации, сопровождавшееся значитель- ным изменением летных и технических свойств самолетов и, как следствие, сравнительно быстрым устареванием учебников. Создание современных реактивных двигателей, усовершенство- вание аэродинамики позволили существенно расширить диапазон скоростей и высот полета. Это сопровождалось, с одной стороны, увеличением удельного веса неустановившихся режимов полета, в которых возросла роль кинетической энергии в общем балансе механической энергии самолета. Последнее, естественно, нашло отражение в изменении и совершенствовании боевых маневров. С другой стороны, при большом изменении скоростей и высот по- лета значительные изменения стали претерпевать характеристики устойчивости и управляемости, что в сочетании с непрерывным ростом потока информации стало существенно усложнять управ- ление самолетом. Стремление расширить функции самолета, повысить эффективность его применения и безопасность полета, мак- симально облегчить условия работы летчика вынудило конструк- торов современных самолетов широко применять различные авто- матические устройства. Чтобы правильно использовать эти устрой- ства, летчик должен понимать принципы и особенности их ра- боты на различных режимах полета. Отмеченные вопросы нашли отражение в учебнике «Практиче- ская аэродинамика самолетов с турбореактивными двигателями», изданном в 1969 г. Однако в нем не было уделено должного вни- мания технике пилотирования. И это естественно: учебник писали инженеры. Чтобы восполнить этот пробел, авторский коллектив настоящего учебника был скомплектован не только из профес- сорско-преподавательского состава ВВИА им. проф. Н. Е. Жуков- ского, но и из летчиков-испытателей, отлично знающих особенно- сти поведения техники пилотирования и боевого применения совре- менных самолетов. Учебник «Практическая аэродинамика маневренных самоле- тов» написан по заданию главнокомандующего ВВС и предназна- чен для летного состава. Он состоит из трех разделов. Первые два раздела являются общими для всех этапов по- лета. В третьем разделе рассматривается поведение самолета на всех основных этапах от взлета до посадки и управление им на этих этапах. Здесь же отражены особенности управления самоле- том при боевом применении. При написании книги авторы учитывали опыт отечественного и зарубежного самолетостроения. Исходные данные для количе- ственных примеров и иллюстраций являются гипотетическими. Учебник написан авторским коллективом в составе: доцента, кандидата технических наук Алтухова В. А.; доцента, кандидата технических наук полковника-инженера Браги В. Г.; заслуженно- го летчика-испытателя, кандидата технических наук генерал- майора авиации Бутенко Г. Ф.; доцента, доктора технических наук Лысенко Н. М.; заслуженного летчика-испытателя генерал-майора авиации Манучарова А. А.; Героя Советского Союза, заслуженного летчика-испытателя генерал-майора авиации Микояна С. А.; про- фессора, доктора технических наук полковника-инженера Не- чаева Ю. Н.; старшего научного сотрудника, кандидата технических наук полковника-инженера Радченко М. И.; дважды Героя Советского Союза, доцента, кандидата технических наук генерал- майора-инженера Сивкова Г. Ф. Авторы выражают искреннюю признательность маршалу авиа- ции Пстыго И. И., который дал полезные советы, позволившие улучшить учебник. Авторы выражают благодарность Герою Советского Союза, заслуженному летчику-испытателю полковнику Петрову В. И., полковнику Цувареву В. И., полковнику-инженеру Рябий В. К., полковнику-инженеру Юдину Ю. М. и другим товарищам, заме- чания которых способствовали улучшению учебника. Авторы при- знательны доценту, кандидату технических наук полковнику-ин- женеру Медникову В. Н. и полковнику-инженеру Галашеву Е. С., прорецензировавшим учебник. РАЗДЕЛ I ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ компоновки и силовой УСТАНОВКИ СОВРЕМЕННЫХ САМОЛЕТОВ ГЛАВА 1 ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ КОМПОНОВКИ СОВРЕМЕННЫХ САМОЛЕТОВ И ИХ ОСНОВНЫЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ § 1.1. АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПОНОВКА САМОЛЕТОВ И ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НЕЙ ТРЕБОВАНИЯ Основные летно-тактические и эксплуатационные свойства са- молета, определяющие его боевые возможности, в значительной степени зависят от его аэродинамических характеристик. Выбо- ром форм отдельных частей самолета (крыла, фюзеляжа, опере- ния и др.) и их взаимным расположением, т. е. аэродинамичес- кой компоновкой, обеспечивается возможность получения таких аэродинамических характеристик, которые при данной силовой ус- тановке позволяют реализовать требуемые летно-тактические и эксплуатационные свойства. К числу важнейших аэродинамических характеристик, кото- рые определяют летные свойства самолета, относятся: максималь- ное аэродинамическое качество самолета /(max, несущие свойства, характеризуемые зависимостью коэффициента Су от угла атаки, максимально допустимыми значениями коэффициента подъемной силы СУдоп в полете и в условиях вздета и посадки (СУвзл и СУпос)> характеристики устойчивости и управляемости. Аэродинамическая компоновка должна обеспечить получение необходимого комплекса вышеперечисленных аэродинамических ха- рактеристик в широко^ диапазоне чисел М и высот полета. Кро- ме того, за счет аэродинамической компоновки необходимо до- биться минимальных потерь тяги в воздушно-газовых трактах си- ловой установки, а также возможного снижения тепловых потоков воздуха к поверхности самолета. Простое перечисление аэродинамических требований, предъяв- ляемых к компоновке самолета, свидетельствует о большой слож- ности решения этой задачи. Аэродинамические характеристики крыла, фюзеляжа, опере- ния н самолета в целом при данном режиме полета, определяе- мом числом М (скоростью V) и высотой полета Я, зависят от формы частей самолета и их взаимного расположения. Для каждого режима полета можно выбрать такие формы от- дельных частей и такую компоновку самолета, которые наиболее полно обеспечивают получение необходимых аэродинамических ха- рактеристик (максимального качества, несущих свойств, мини- мального сопротивления и др.)- Так, например, для каждого числа М полета можно подобрать форму крыла в плане (стрело- видность, удлинение, сужение), обеспечивающую получение мак- симально возможного аэродинамического качества. Общая тенденция изменения стреловидности х> удлинения X и относительной толщины с крыла для достижения максимальной величины /(max — увеличение стреловидности, уменьшение удлине- ния и относительной толщины крыла с ростом числа М. При по- лете на малых дозвуковых скоростях более высокие значения /(max имеют крылья малой стреловидности (х = 0-т-200), большого удлинения (Х = 8-4-10) и сравнительно большой относительной толщины (^ = 0,12-7-0,16), при околозвуковых и умеренных сверх- звуковых скоростях — крылья большой стреловидности (х= = 50ч-60°),_малого удлинения (X='2-f-3) и малой относительной толщины 0? = 0,04-f-0,06). Оптимальное удлинение фюзеляжа (отношение длины фюзеля- жа к диаметру миделевого сечения) с ростом числа М увеличи- вается. Однако при неизменной компоновке, подобранной оптималь- ным образом для определенного режима полета, аэродинамичес- кие характеристики самолета (например, /(max) при изменении числа М изменяются и могут существенно уступать характеристи- кам, которые были бы при другой оптимальной компоновке, по- добранной для другого числа М. В качестве примера на рис. 1.1 показано изменение величины /(max самолетов, компоновка которых является оптимальной для дозвуковых скоростей (малые х» большие Хкр, малые Хфюз) и для сверхзвуковых скоростей (большие х» малые Хкр и большие Хфюз). Как видно из приведенных зависимостей, самолет с дозвуковой компоновкой (с точки зрения получения максимальной величины /(max) имеет несомненные преимущества на дозвуковых скоростях перед ^самолетом со сверхзвуковой компоновкой, и наоборот, пос- ледний имеет несомненное преимущество при полете на сверхзву- ковых скоростях. 'Строго говоря, каждому режиму полета (числу М) соответст- вует своя, и только своя, оптимальная форма с точки зрения полу- чения максимальной величины аэродинамического качества. Ана- 6 логичные закономерности изменения оптимальных форм самолета от числа М могут быть установлены и с точки зрения получения других важных характеристик (например, несущих свойств, ха- рактеристик устойчивости и управляемости и др.)* Современные самолеты имеют широкий диапазон скоростей (чисел М) полета: от малых дозвуковых скоростей до скоростей, в два-три раза превосходящих скорость звука. А каждому чис- лу М полета соответствует своя оптимальная компоновка само- К Wax М Рис. 1.1. Зависимость /(max от числа М полета и компоновки само- лета лета. Если бы по конструктивным соображениям было возможно, на каждом числе М самолет имел^ бы максимальную величину ^Стах (штриховая кривая на рис. 1.1), т. е. был бы «оптимальным» по компоновке самолетом. При неизменной геометрии всех частей самолета (крыла, фю- зеляжа, оперения и др.) нельзя создать универсальную внешнюю форму, которая имела бы оптимальные или близкие к ним харак- теристики на всех режимах полета. Невозможно одинаково полно удовлетворить всем аэродинамическим требованиям, предъявляе- мым к компоновке. Более того, отдельным аэродинамическим тре- бованиям просто невозможно полностью удовлетворить по чисто конструктивным соображениям. Поэтому задачей компоновки яв- ляется выбор таких форм и размеров отдельных частей самолета, а также их взаимного расположения, которые бы наилучшим об- разом способствовали получению заданного комплекса летно-так- тических и эксплуатационных характеристик. Естественно, что при этом наиболее полное удовлетворение получают самые важные требования аэродинамики, от которых в первую очередь зависят боевые свойства самолета. Все остальные, менее важные требова- ния удовлетворяются лишь по возможности либо компромиссно за счет некоторых уступок основным требованиям. Есть возможность в какой-то мере приблизиться к «оптималь- ной» компоновке при создании самолета с крылом изменяемой стреловидности (рис. 1.2). В этом случае одна из частей само- лета— крыло, которая во многом определяет и характеристики самолета в целом, может в зависи- мости от режима полета изменять свою геометрию, приспосабливая ее в максимально возможной степени к получению необходимых характери- стик, в частности величины макси- мально ВОЗМОЖНОГО ЗНачвНИЯ /(max, во всем диапазоне чисел М полета или необходимых несущих свойств и др. При увеличении стреловидности крыла одновременно уменьшается его удлинение и относительная толщина профиля крыла по потоку, что, как уже отмечалось выше, является ха- рактерной и желаемой тенденцией в изменении геометрических характери- Рис. 1.2. Самолет с крылом ?-тик кРыла с увеличением числа М. изменяемой стреловидности Таким образом, за счет изменения стреловидности крыла в соответствии с изменением числа М характеристики крыла и самолета в целом могут существенно приблизиться к ха- рактеристикам «оптимального» самолета. На каком-либо одном главном режиме полета (например, на больших сверхзвуковых скоростях) компоновка самолета будет близка к оптимальной. Но на остальных режимах его характеристики принципиально не могут быть такими, как у «оптимального» самолета. Тем не . менее они будут ближе к ним, чем у самолета с неизменной гео- метрией крыла (см., например, зависимость /(max от числа М на рис. 1.1). Невозможно выбрать внешние формы, позволяющие полно- стью удовлетворять всем аэродинамическим требованиям (даже для самолета с крылом изменяемой стреловидности). Поэтому на некоторых режимах, не определяющих основные боевые свой- ства самолета, аэродинамические характеристики могут отли- чаться от желаемых."Это, в свою о-чередь, либо приводит к оп- ределенным ограничениям, либо вызывает некоторые о-собенности в пилотировании самолета. Так, например, если компоновка са* молета обеспечивает полет на больших сверхзвуковых скороетях, это вызывает затруднения в получении хороших взлетно-посадоч- ных характеристик, которые обеспечиваются дополнительными конструктивными и аэродинамическими мероприятиями. 8 § 1.2. ВЛИЯНИЕ КОНФИГУРАЦИИ САМОЛЕТА И РЕЖИМА ПОЛЕТА НА НЕСУЩИЕ СВОЙСТВА Подъемная сила самолета в основном создается крылом и зависит от геометрических характеристик крыла и режима полета, определяемого углом атаки,, высотой и скоростью полета (числом Д1). Наиболее сильное влияние на несущие свойства крыла Cfal-c^ Рн,Р« -& Рис. 1.3. Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки при дозвуковых скоростях полета оказывают его удлинение и Стреловидность. В меньшей степени это влияние проявляется три больших сверхзвуковых скоростях. Несущие свойства в условиях безотрывного о'бтекания, когда Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки (рис. 1.3) является линейной, определяются величиной С", харак- теризующей прирост коэффициента Су при изменении угла атаки на Г. Если из1вестны характеристика С* и угол атаки а, то су=-с;(а~а0), где ао — угол атаки, при котором Су = 0. При уменьшения удлинения крыла характеристика С* умень- вдается за счет усиления влияния так называемого концевого эф- фекта — перетекания воздуха с нижней поверхности крыла на верхнюю через ботовые кромки и связанного с ним выравнива- №я давлений, действующих на нижнюю и верхнюю поверхно- |ти крыла. Чем меньше удлинение крыла X, тем меньше величи- на С* (рис. 1.4) и коэффициент подъемной силы крыла на дан- ном угле атаки. Увеличение стреловидности крыла х приводит также к умень- шению несущих с_войств крыла (рис. 1.5), так как через стрело- Cyi Рис. 1.4. Влияние удлинения крыла на его несу- щие свойства видную переднюю кромку при ее дозвуковом обтекании (но ана- логии с боковой кромкой прямоугольного крыла) происходит 10 Рис. 1.5. Влияние стреловидности крыла на его несущие свойства выравнивание давлений между нижней и верхней поверхностями крыла. Этот эффект проявляется TQM сильнее, чем больше стрело- видность крыла. Таким образом, стреловидные крылья малого удлинения, при- менение которых необходимо для получения благоприятных ха- рактеристик при полете на больших дозвуковых и сверхзвуковых, 10 скоростях, имеют сравнительно невысокие несущие свойства при малых дозвуковых скоростях полета. Вместе с тем уменьшение удлинения и увеличение стреловидности крыла приводят к росту критического угла атаки крыла акр (рис. 1.4, 1.5), величина кото- рого по сравнению с акр крыльев больших X и малых х может су- щественно возрасти. Известно, что ограничение максимального значения коэффи- циента подъемной силы (Су \ и существенный рост коэффи- циента лобо'во-го сопротивления при этом связаны с развитием Пограничный слой У. Рис. 1.6. Отрыв потока на крыле при больших углах атаки области срыва потока на верхней поверхности крыла, вызванным обратным течением воздуха в пограничном слое от задней кром- ки крыла к передней при достаточно больших углах атаки (рис. 1.6). При увеличении угла атаки увеличивается давление на ниж- ней поверхности крыла и растет разрежение (уменьшается давле- ние) на верхней поверхности. В соответствии с этим растет и ко- эффициент подъемной силы. На рис. 1.3 в качестве примера при- ведены экспериментально полученные картины давления (зависи- мости коэффициента давления р =--------^~ от координаты х) для о н 9»~ одного из сечений прямоугольного крыла для разных углов атаки и соответствующая им зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки. С увеличением угла атаки на верхней по- верхности крыла увеличивается интенсивность нарастания дав- ления от точки минимума давления (точка А на рис. 1.3) IK зад- ней кромке крыла. При этом точка минимума давления переме-' -дается по направлению к передней кромке. Такой же закон из- менения давления вдоль хорды будет и в самом пограничном слое, потому что давление в пограничном слое в направлении, перпендикулярном к поверхности крыла, изменяться не может. Вблизи поверхности крыла, где частицы воздуха потеряли свою кинетическую энергию вследствие трения, под действием избы- точного давления, когда оно достигнет определенной величины, воздух будет двигаться навстречу общему течению. В итоге прои- зойдет отрыв потока, выравнивание и одновременное увеличение 11 давления на верхней поверхности крыла и вследствие этого умень- шение подъемной силы. Для отрыва потока необходима определенная интенсивность нарастания давления вдоль хорды (градиент давления), которому соответствует определенное значение коэффициента подъемной силы, называемого Су начала срыва (СУс ). С уменьшением уд- линения и увеличением стреловидности крыла уменьшается раз- ность давлений между нижней и верхней поверхностями крыла, что приводит к уменьшению коэффициента подъемной силы. Одновре- лСС Су ОМ 2 М Рис. 1.7. Влияние стреловидности крыла и чис- ла М полета "на характеристику С* менно происходит и выравнивание давления вдоль хорды, т. е. уменьшается градиент давления. Чтобы получить достаточные для полного срыва потока градиенты давления на крыле малого удли- нения и большой стреловидности, его надо поставить под боль- шим углом атаки. По этим причинам с ростом х и уменьше- нием X и увеличивается критический угол атаки крыла. Величина характеристики С* для крыла данной формы в плане зависит от числа М полета (рис. 1.7), причем эта зависи- мость будет различной для крыльев разной формы в плане. Чем меньше стреловидность и больше удлинение крыла, тем большие изменения претерпевают несущие свойства (характеристика CJ) крыла и самолета в целом. Особенно сильные изменения характеристики С* по числам М наблюдаются у крыльев малой стреловидности (x = 0-f-30°) до- статочно большого удлинения, для которых возможны как рост, так н уменьшение коэффициента Су (характеристики С*) при увеличении числа М (см. верхнюю кривую на рис. 1.7). Отметим, что в области больших сверхзвуковых скоростей (М ]>2) влияние стреловидности и удлинения крыла уже выра- жено более слабо. Самое большое значение коэффициента подъемной силы ^Утах) самолет может иметь при выходе на критический угол атаки (акр). Однако в полете эта величина, как правило, не мо- жет быть достигнута, ибо при значениях Су, существенно мень- ших Cj,max из-за развивающихся орыюв потока на крыле, само- лет теряет устойчивость и может свалиться на крыло или на нос. 12 |?fro значение коэффициента подъемной силы называют Су свали- вания и обозначают СУсв. По соображениям безопасности для предотвращения вывода самолета на режим, при котором возможно сваливание само- лета, величину коэффициента подъемной силы, допускаемую в полете, устанавливают несколько ниже С*Усв> и это значение Уев' иУоп<СУсв называют Су допустимым. Величину СУдоп цают обычно на 10—20% меньше СУсв» /,2 0,8 0,4 JL* назна- 'Утр 0,4 0,8 7,2 /,б 2,0 М Рис. 1.8. Влияние числа М полета на Сутр, Судоп и ?усв Для большинства самолетов достижению СУсв предшествуют так называемые режимы «тряски», характер протекания и интен- сивность которой могут существенно отличаться в зависимости от компоновки самолета. Неупорядоченная вибрация крыла самолета, вызванная неус- тойчивостью его обтекания в зонах отрыва потока или неустой- чивым положением скачка уплотнения при М>Мкр, вызывает ви- брацию других упругих частей и тряску самолета в целом. Коэф- фициент подъемной силы Су при котором начинается тряска самолета, как правило, меньше Су сваливания, а величина его зависит от числа М полета (рис. 1.8). Тряска, как правило, не представляет опасности для полета самолета и не может препятствовать выполнению задания. Одна- ко сам факт ее возникновения и то, что она предшествует сва- ливанию, в отдельных случаях можно рассматривать как преду- предительный признак последующего выхода самолета на режим сваливания, если угол атаки будет увеличиваться. Ограничение величины максимально допустимого значения Су или угла атаки по началу тряски в известной степени необосно- ванно снижает маневренные свойства самолета. Тем более, что иногда при малых скоростях полета тряска не проявляется вплоть до Су сваливания, а при больших числах М разница между СУсв 13 и СУт очень велика. С этой точки зрения более надежной ин- формацией о возможности выхода на СУсв является указатель угла атаки. Обычно в качестве чувствительных элементов датчика угла атаки используются либо обыкновенный флюгер, располагающийся по' направлению фактического вектора скорости потока в месте его установки, ли<бо- специальные насадки. Их преобразованные сигналы на индикаторе угла атаки фактически соответствуют на- правлению вектора скорости потока в месте установки датчика, а не направлению вектора скорости, с которой движется само- лет. Однако между -направлением вектора скорости потока в ме- сте установки датчика и фактическим направлением вектора ско- рости самолета на каждом режиме полета существует однознач- ная связь. На основе этой связи устанавливаются допустимые в полете при данном числе М индексы (условные единицы) фак- тического и предельно допустимого углов атаки. При полете на сверхзвуковых скоростях, ка-к правило, величи- на коэффициента подъемной силы, которая может быть достиг- нута по условиям балансировки при полностью отклоненном ста- билизаторе (обозначается Су ), не достигает значения СУсв и уменьшается с ростом числа М полета. Примерный вид зависи- мости допустимых значений коэффициента подъемной силы Су по условиям балансировки при полностью отклоненном стабили- заторе от числа М приведен также на рис. 1.8. Там же штриховой линией нанесена примерная зависимость СУт от числа М, харак- терная для большинства самолетов с неизменной геометрией крыла. Для самолета с крылом изменяемой стреловидности несущие свойства зависят от угла стреловидности XK (рис. 1.2) поворот- ной части крыла. При этом изменение стреловидности .поворотной части крыла и, следовательно, его удлинения (за счет изменения размаха крыла) приводят качественно к тем же самым измене- ниям, что и изменение стреловидности и удлинения крыла про- стой формы в плане. Каждому углу стреловидности поворотной части крыла соответствует своя зависимость характеристики С" от числа М (рис. 1.7) и своя зависимость допустимых значений СУдоп ОТ ЧИСЛа М' По известным значениям CJJ для данных х и числа М и высоте полета ч (давлению р) может быть определена величина подъем- ной силы самолета Г== С;а5Р -?- = C;*S.O,7/?M2. (1.1) § 1.3. ВЛИЯНИЕ КОНФИГУРАЦИИ САМОЛЕТА И РЕЖИМА ПОЛЕТА НА ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ И АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО Каждой конфигурации самолета и каждому числу М полета соответствует определенная зависимость коэффициента лобового сопротивления от коэффициента подъемной силы — поляра само- 14 л~га Она может быть задана графически (рис. 1.9, а),ъi при тех значениях С„, при которых сохраняется безотрывное обтекание, в виде уравнения Сж = С,о + ЛС*, (1-2) где ^ — значение коэффициента лобового сопротивления при ну- левой подъемной силе (при С„ = 0); А —коэффициент отвала поляры, характеризующий часть сопротивления, зависящего от подъемной силы, т. е. индуктивное сопротивление (чем больше значение Л, тем интенсивнее увеличивается Сх с увеличением Су). Су Рис. 1.9. Поляра самолета При изменении числа М изменяется и вид поляры, так что для определения аэродинамических характеристик самолета во кем диапазоне чисел М полета необходимо иметь сетку поляр Срис. 1.Ю). Удобнее, однако, для определения величины силы ло- бового сопротивления пользоваться зависимостями С^ = ДМ) и Л = ММ), примерный вид которых для самолета-истребителя изо- бражен соответственно на рис. 1.11 и 1.12. F 15 При ^вестных величинах Сх^ и А лобовое сопротивление молета' можно найти по обычной формуле Q = Qo + Q/ = С,8 • 0,7/>М2 + AC$S • 0,7/?М2. са- (1.3) СХ] О GX Рис. 1.10. Поляры самолета для различных чисел М полета ^i 0,04 0,02 1 2 3 М Рис. 1Л1. Влияние числа М на коэффициент С*0 0,3 :__^ X. «2 o,t 1' ТСХэф 1 О f 2 М Рис. 1.12. Влияние числа М на коэффи- циент А ? Величина аэродинамического качества/Г =-^-зависит от угла атаки и числа М полета. Его максимальное значение (/(max) до- стигается (рис. 1.9,6) при наиадгоднейшем угле атаки од»:/;1(отсн 16 рому соответствует наивыгоднейший коэффициент подъемной силы СУнв> Максимальное аэродинамическое качество /(max для каждого числа М может быть определено по значениям Су и Сх в точке касания прямой, проведенной из начала координат, по- ляры (рис. 1.9). Если поляра задана соотношением (1.2) и ЛР*Р"Рл| известны зависимости С^ = /(М) и Д=ЫМ), то для каждого числа М величина максимального аэродинамического каче- ства может быть опреде- лена по формуле /Cipv = х-. г~—i • 0'4) Рис. 1.13. Образв&ание подсасывающей силы на передней части крыла Максимальное аэроди- намическое качество са- молета является одной из главных характеристик его аэродинамического со- вершенства. От величины /(max непосредственно за- висят такие летно-такти- ческие характеристики самолета, как дальность и продолжительность по- лета, дальность планиро- вания, потолок и др. Как следует из формулы (1.4), максимальное аэродинамичес- кое качество определяется только величинами А и Сх . Коэффициент А в основном зависит от несущих свойств крыла (от характеристики Ср и от возможности образования разреже- ния в передней части профиля крыла непосредственно вблизи его передней кротки. При обтекании профиля крыла воздушным потоком передняя критическая точка (точка, где поток разделяется на верхнюю и нижнюю части) располагается на некотором удалении от перед- ней кромки крыла. На рис. 1.13 эта точка обозначена буквой Я. При обтекании закругленной передней кромки крыла на передней части крыла создается разрежение &р = р—рн (рис. 1.13, а), ко- торое обусловливает появление некоторой подсасывающей силы, направленной вперед. Эта сила уменьшает суммарную силу лобо- вого сопротивления на некоторую величину AQ по сравнению со случаем, когда передняя кромка имеет острый носок (рис. 1.13, б) и разрежение вблизи нее не приводит к уменьшению силы 17 лобового сопротивления или когда это разрежение не создается вовсе. «Разрежение вблизи передней кромки крыла, даже если она закругленная, не создается при сверхзвуковых скоростях полета, когда нормальный компонент скорости Vn (рис. 1.14) превышает скорость звука невозмущенного потока, т. е. когда передняя кромка крыла распола- ctf &*: гается впереди конуса слабых возмущений, вер- шина которого совпадает с вершиной крыла. В этом случае переднюю кромку крыла называют сверх- звуковой. Чем больше несущие свойства крыла (чем боль- ше характеристика Ср и чем выше разрежение, возникающее при обтека- нии передней кромки, тем меньше значение коэф- фициента А и тем мень- ше индуктивное сопро- тивление. На дозвуковых скоростях при числах М< Мкр при условии использования разрежения у передней кромки (передняя кромка закруглена) величина коэффициента А минимальна и сохраняет примерно постоянное значение. В этом случае коэффициент А в осно'вно'м зависит от удлинения крыла и определяется по формуле Рис. 1.14. Крыло со сверхзвуковой передней кромкой irX эф где ХЭф зависит от удлинения крыла и его стреловидности. ^эф уменьшается с уменьшением удлинения крыла и с увели- чением стреловидности. Например, для самолетов с крылом не- большой стреловидности >------ лкр 1 + 5Ф. где X, кр • /2 '"5" •геометрическое удлинение крыла; ^Ф.мг—площадь участков крыла, занятых фюзеляжем и мотогондолами. На сверхзвуковых скоростях при сверхзвуковой передней кромке крыла коэффициент А ----4- (Ь5) 18 Ч и растет по мере увеличения числа М примерно пропорционально У№ — 1 (рис. 1.12). При уменьшении числа М (пр(и дозвуко- вой передней кромке крыла) коэффициент А вследствие реализа- ции разрежения на передней кромке уменьшается по сравнению с величиной, определяемой по формуле (1.5), постепенно прибли- жаясь к величине -4==——. # тгХ эф х/пах Xяconst Рис. 1.15. Влияние формы передней кром- ки крыла и числа М полета на величину /Ста-с При острой передней кром- ке крыла (если при этом но- сок крыла не отгибается) во всем диапазоне чисел М А = —— (штриховая линия Су на рис. 1.12). У большинства самоле- тов, основным режимом по- лета которых является ре- жим с дозвуковой кромкой, для того, чтобы уменьшалось индуктивное сопротивление, передняя кромка крыла должна быть закругленной. При сверхзвуковой передней кромке крыла, если этот режим полета будет основным, для обеспечения большей величины Яшах передняя кромка крыла должна быть заостренной, так как крыло с острой передней кромкой имеет меньшее значение Сх у а на величину характеристики С" форма передней кромки практически не влияет. На рис. 1.15 приведены примерные зависимости величины мак- симального аэродинамического качества /(max от числа М для стреловидных крыльев, имеющих закругленную кром'ку, при ко- торой можно реализовать разрежение, и имеющих острую кромку, при которой разрежение не реализуется, но зато достигается меньшее волновое сопротивление при сверхзвуковых скоростях. Хак видно из приведенных графиков, неиспользование разреже- ния при острой передней кромке крыла приводит к существенно- му снижению величины /(max в области дозвуковых скоростей полета из-за роста индуктивного сопротивления. Величина Сх включает в себя две составляющие: коэффи- циенты силы трения С^ и силы сопротивления давления С^ : сг =с,_ +а . *0 тр Величина коэффициента лобового сопротивления Сх при ну- левой подъемной силе примерно остается постоянной до числа М полета, равного Мкр, а при дальнейшем увеличении числа М>Мкр вследствие возн-икновения и роста волнового сопротив- 19 ления (сопротивлений давления) интенсивно увеличивается (рис. 1.11). Возникновение ВОЛНОБОГО сопротивления связано главным об- разом с развитием местных сверхзвуковых зон, заканчивающих- ся скачками уплотнения, на поверхности крыла, оперения и дру- Va ^-Скачок Волновой срыв Рн Р* Рис. 1.16. Изменение сил давления на поверхности крыла при числах М>Мкр гих частях самолета при числах М полета, превышающих кри-^ тическое. Так, при числах М>МКр вдоль хорды крыла от места^ максимального поджатия струек воздуха, где скорость равна ме- стной скорости звука (рис. 1.16), в направлении задней кромки крыла скорость воздуха продолжает увеличиваться, а давление соответственно падать (при чисто дозвуковом обтекании наобо- рот— скорость уменьшается, а давление возрастает). Местная сверхзвуковая зона заканчивается скачком уплотнения, за кото- рым скорость становится вловь дозвуковой. Уменьшение давления (увеличение разрежения) в кормовой > части профиля крыла на участке до скачка уплотнения вызывает дополнительное сопротивление давления, называемое волно- в ы м. Необратимые потери механической энергии воздуха на скачке уплотнения, а также волновой срыв потока из-за взаимо- 20 действий скачки уйлотнен'йй и пограничного слой увеличивают волновое сопротивление. С увеличением числа М полета более Мкр протяженность сверхзвуковой зоны увеличивается, скачок уплотнения переме- щается к задней кромке крыла. Вследствие этого растет и коэф- фициент волнового сопротивления. Для самолета в целом макси- мум коэффициента Сх в зависимости от конфигурации отдель- в ных частей самолета достигается при числах М= 1,05-7-1,2. С дальнейшим ростом числа М коэффициент С уменьшается примерно обратно пропорционально величине 1^М2—1. Перераспределение давления на поверхности крыла (оперения) приводит также к изменению коэффициента подъемной силы. При- чем характер и интенсивность изменения коэффициента Су (ха- рактеристики С*\ зависят от изменения расположения и протя- женности местных сверхзвуковых зон на верхней и нижней по- верхностях крыла при изменении числа М. Коэффициент волнового сопротивления Сх в значительной степени зависит от относительной толщины профиля крыла (в особенности при. трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях), от стреловидности и удлинения крыла и оперения, а также от удли- нения фюзеляжа. Так, например, для крыла при сверхзвуковых скоростях полета волновое сопротивление пропорционально отно- — с сительнои толщине профиля крыла с===~^ в квадрате: Г = k^ *«.~ VW=\ ' Уменьшение относительной толщины крыла приводит также к уменьшению волнового сопротивления крыла и на трансзвуковых скоростях. На величину волнового сопротивления стреловидность крыла оказывает наиболее сильное влияние на трансзвуковых скоростях полета (с ростом х увеличивается Мкр крыла и уменьшается его волновое сопротивление), но на числах М, при которых передняя кромка крыла является сверхзвуковой, это влияние практически отсутствует. Поэтому при полете со сверхзвуковой передней кромкой крыла дальнейшее увеличение % в целях уменьшения волнового сопротивления становится уже бесполезным. А с точки зрения уменьшения индуктивного сопротивления (коэффициен- та А) выгоднее, наоборот, некоторое уменьшение стреловидности. Это приводит к росту (у, а следовательно, и к уменьшению ин- дуктивного сопротивления вообще. Уменьшение удлинения крыла также способствует уменьше- нию волнового сопротивления. Однако, как известно, уменьшение удлинения приводит к уменьшению несущих свойств крыла (ха- рактеристики Су) и к увеличению индуктивного сопротивления. 21 При сверхзвуковых скоростях полета с ростом числа М влияние удлинения на величину /(max постепенно уменьшается. При сравнительно больших сверхзвуковых скоростях (число М= 1,8 ---2,3) изменение стреловидности и удлинения крыла не оказывает столь значительного влияния на величину /(max- По- этому удлинение и стреловидность крыла могут выбираться уже из других условий, например из условий обеспечения высоких ма- невренных свойств самолета в области больших дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростей и т. д. Одним из основных геометрических параметров фюзеляжа, влияющим на его лобовое сопротивление, является удлинение х 'фЮЗ Ark-y-O = • фюз~~ du ' С ростом удлинения фюзеляжа увеличивается сопротивление трения и уменьшается сопротивление давления (волновое сопро- тивление). Так как при дозвуковых скоростях основную долю сопротив- ления составляет сопротивление трения, то уменьшение удлинения фюзеляжа будет целесообразным лишь до тех пор, пока не нач- нется резкое увеличение сопротивления давления, что имеет место пр,'И сравнительно небольших удлинениях фюзеляжа (ХфЮЗ = 4-.-5). При сверхзвуковых скоростях волновое сопротивление может составлять значительную часть (иногда до 50—60%) полного со- противления фюзеляжа. Поэтому увеличение длины фюзеляжа выгодно, пока рост сопротивления трения, обусловленный увели- чением поверхности фюзеляжа (при заданном диаметре dM с ро- стом Хфюз растут длина фюзеляжа и его поверхность), не столь значителен. Для полета на сверхзвуковых скоростях оптималь- ное удлинение фюзеляжа с ростом числа М увеличивается, до- стигая величин Хфюз = 8-М0 при числах М = 2-*-2,5. Поляра самолета, определяемая величинами Сх и Л, изме- няется в зависимости от внешней конфигурации самолета. Под- веска внешних объектов типа ракет и бомб, выпуск шасси, за- крылков, тормозных щитков и т. п. могут привести к существен- ным изменениям величины коэффициента лобового сопротивления, аэродинамического качества, а также к изменениям несущих свойств и других характеристик самолета. Та'к, например, за счет подвески внешних объектов, которые увеличивают коэффициент С^ самолета на величину ЬСХ относительное изменение мак- сим-ального аэродинамического качества /(max и наивыгоднейшего коэффициента подъемной силы СУдв может быть ощенено по сле- дующим формулам: ^шах =____1 ДС*0 , ДСунв = 1 А5*. 22 ^max 2 Cjc0 ' Супв 2 ^ Из этих формул следует, что при увеличении коэффициента Сх на 20% максимальное аэродинамическое качество уменьшает- ся, а наивыгоднейший коэффициент подъемной силы СУнв увели- чивается на 10%. Сх0 0,04 ао2 / fr* 3 М Рис. 1.17. Влияние стреловидности поворотной части крыла на Сх Существенные изменения коэффициентов лобового сопротивле- ния и подъемной силы происходят при изменении угла стреловид- ности XK поворотной части крыла (рис. 1.2). Чем больше относи- тельная длина -у- поворотной части крыла, тем значительнее эти изменения. 3 М Рис. 1.18. Влияние стреловидности поворотной части крыла на величину коэффициента А Изменение стреловидности поворотной части крыла вызывает соответственно изменение поляры самолета (изменяются СЛ.о и Л), аэродинамического качества, в том числе и максимального аэродинамического качества /(max. Образно выражаясь, переход к другой стреловидности — это переход к другому по своим лет- ным свойствам самолету. Удобнее всего эти изменения оценивать на основании зависимо- стей CJCo=f(N[) и _4=/i(M) для разных углов стреловидности поворотной части крыла XK (-рис. 1.17, 1.18). При таком задании аэродинамических характеристик (см. также рис. 1.7) по извест- 23 ному значению угла стреловидности XK для заданного режима по- лета можно определить аэродинамические коэффициенты Сх^ А, Сх, Су, а по ним и силы, действующие на самолет. § 1.4. НЕСУЩИЕ СВОЙСТВА САМОЛЕТА В УСЛОВИЯХ ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ Подъемная сила, которая создается самолетом на взлете или при посадке, ограничивается максимально возможными значения- ми коэффициентов подъемной силы при взлете СУвзл или при по- садке с,пос. Величина коэффициента подъемной силы в условиях посадки (аналогично и при взлете) может быть представлена двумя сла- гаемыми: СУпос = СУо + АСУмех' где С — коэффициент подъемной силы самолета без меха- низации при значении посадочного угла ата- ки апос» АСУмех—прирост коэффициента подъемной силы вследст- вие использования механизации. Полное использование несущих свойств крыла, имеющего боль- шую стреловидность и малое удлинение, в условиях посадки прак- тически исключается из-за конструктивных ограничений величины посадочных угло'в атаки апос, которые у современных самолетов не превышают 10—12°. При сравнительно небольших величинах характеристики С* и малых апос несущие свойства крыла-совре- менного самолета оказываются недостаточными. Эффективность применявшейся ранее механизации типа за- крылков различного рода, расположенных на участке крыла, не занятом элеронами, на крыльях большой стреловидности и ма- лого удлинения также недостаточна. Основной причиной этого являются малые несущие свойства собственно крыла. Как известно, отклонение закрылка на некоторый угол 83 при- водит к увеличению давления на нижней 'поверхности крыла и разрежения на верхней поверхности крыла. Прирост коэффици- ента подъемной силы ДСУмех вследствие отклонения закрылка на угол 83 количественно характеризуется изменением угла атаки оо, при котором подъемная сила равна нулю, на величину а0 (рис. 1.19), так как при этом величина характеристики С* [на- клон кривой Cy = f(a)] не изменяется. Поэтому величину прироста коэффициента подъемной силы можно определить по формуле * ДСУ =С>0 . Умех > °з Величина а0д при данном виде механизации с уменьшением X и увеличением % практически не изменяется, а так как характери- 24 стика Су при уменьшении X и увеличении х уменьшается, to и прирост коэффициента подъемной силы крыла в-следствие исполь- зования механизации ДСУм также уменьшается. Таким об- разом, эффективность механи- зации уменьшается с умень- шением собственных несущих свойств крыла. Эффективность закрылка за- висит от угла его отклонения. При малых углах отклонения закрылка при его безотрывном обтекании прирост коэффициен- та подъемной силы &СУм^ про- порционален углу отклонения закрылка 83 (рис. 1.20). По мере увеличения угла откло- / нения закрылка из-за роста градиента давления на его верхней поверхности разви- вается срыв потока (рис. 1.21), Рис. 1.19. Влияние отклонения закрыл* приводящий к уменьшению ков на коэффициент подъемной силы прироста подъемной силы и к интенсивному росту лобового сопротивления (рис. 1.20). У / 1 ._,. 7 / do °W U J*0»-. АСУ/иех'АС**ех 0,6 0,4 0,2 jg- «« *S? / Рис. 1.20. Влияние угла отклонения закрылка на Су и Сх Вследствие ликвидации отрыва потока на верхней поверхно- сти закрылка можно получить существенное увеличение подъем- ной силы (штриховая кривая на рис. 1.20). Возможны два прин- 25 ципиальных направления борьбы со срывом потока: уменынен'ие градиента давления (интенсивности роста давления) вдоль хорды закрылка и увеличение скорости движения воздуха непосредствен- Рис, 1.21. Влияние отклонения закрылка на картину распределения давления но у поверхности закрылка. Первое достигается ч уменьшением кривизны поверхности, например применением двух- и более сек- ционных и выдвижных закрылков. Второе — устройством специ- альных профилированных щелей вблизи передней кромки каждой секции закрылка (рис. 1.22), Рис. 1.22. Двухщелевой закрылок Наличие профилированных щелей у обычных и двухсекцион- ных закрылков позволяет увеличить скорость движения воздуха вблизи верхней поверхности закрылка и тем самым задержать от- рыв потока до больших углов отклонения закрылка. Тем не менее даже самая совершенная механизация типа закрылка не позво- ляет полностью использовать эффект безотрывного обтекания. 26 Наиболее эффективным средством, обеспечивающим безотрыв- ное обтекание закрылка и повышение его эффективности до «тео- ретически» возможной, является принудительное увеличение ско- рости воздуха над верхней поверхностью закрылка за счет воз- духа, вытекающего через спе- циально спрофилированную щель — сопло (рис. 1.23) и от- бираемого от двигателя. Сдув пограничного слоя на закрыл- ке при сравнительно неболь- ших расходах воздуха позво- ляет обеспечить практически безотрывное обтекание за- крылка при углах его откло- нения до 45—50°. Интенсивность сдува ха- рактеризуется коэффициентом реакции струи Сд, представляющим собой отношение силы реак- ции струи R (рис. 1.23) к площади крыла в плане и скоростному напору, при котором осуществляется полет самолета: Рис. 1.23. Закрылок со сдувом погра- ничного слоя с,= Я Sp К2 Коэффициент С является количественной характеристикой ин- тенсивности сдува. Величина его меняется как при изменении у* Шлы /?, так и при изменении скоростного напора p-g—. Сила /?, которая фактически зависит лишь от величины избыточного давле- 1ия на входе воздуха в сопло, практически не зависит от вели- чины скоростного напора. Таким образом, при неизменном избы- точном давлении Др на входе в сопловую щель с изменением ско- рости полета величина коэффициента реакции струи С^ будет из- меняться обратно пропорционально квадрату скорости полета. Эффективность закрылка со сдувом пограничного -слоя (СПС) зависит от коэффициента реакции струи С[у (рис. 1.24). Значительный прирост коэффициента подъемной силы закрыл- ка с СПС при малых значениях коэффициента С происходит вследствие восстановления безотрывного обтекания. С увеличени- ем коэффициента С^ растет также и реактивная составляющая подъемной силы, однако для получения больших приростов Су требуются большие затраты мощности двигателя, соизмеримые с затратами на продвижение самолета в воздухе, что эквивалентно изменению направления силы тяги двигателя на вертикальное. Необходимость увеличения несущих свойств самолета на по- садке привела к появлению самолета, у которого механизация расположена по всему размаху крыла (рис. 1.25). На самолетах 27 с полностью механизированной задней кромкой крыла элероны либо отсутствуют вовсе (на их месте располагаются закрылки), либо используются одновременно и как закрылки на взлете и по- садке (зависающие элероны). 5зяconst 4« 0.1 Рис. 1.24. Влияние коэффициента реакции струи на эффективность механизации В первом приближении эффективность механизации, занимаю- щей всю заднюю кромку, по сравнению с механизацией, распо- ложенной на части крыла, увеличивается пропорционально увели- Мнщерцепторы Закрылки! Рис. 1.25. Органы поперечного управления — интерцепторы и «ножницы» стабилизатора чению относительного размаха закрылка. Особенно эффективной является механизация всей задней кромки надкрыльях, имеющих малую стреловидность и достаточно большое 'удлинение, в част- ности на самолетах с крылом изменяемой стреловидности, когда поворотная часть крыла имеет минимальный угол стреловидно- сти (хк=15-т-30°). 28 На рис. 1.26 в качестве иллюстрации представлены примерные зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки само- летов, имеющих различную форму крыла в плане и различную механизацию. Закрылок со сдувом. 63=50° Лвухщелебоц закрылок ч 20" а Рис. 1.26. Влияние формы крыла в плане на эффективность его механизации Несущие свойства крыла самолета при полете вблизи земли (на выдерживании при посадке) несколько увеличиваются из-за экранирующего действия земли. Под крылом, в особенности с отклоненной механизацией, создается своего рода воздушная по- ДРзел^О •ъзэя&я&ж Рис. 1.27. Увеличение подъемной силы вблизи земли душка —зона повышенного давления. Над крылом скорости те- чения воздуха увеличиваются, что приводит к дополнительному разрежению. По этим причинам и происходит увеличение подъем- ной силы крыла самолета при полете вблизи земли (рис. 1.27). Величина прироста коэффициента подъемной силы из-за влия- ния земли ДСУзем зависит для крыла определенной формы от от- носительного расстояния задней кромки закрылка от земли h = - (рис. 1.28), где /-—размах крыла. При значениях А>0,5-И,0 это влияние невелико и ДСУзем не превышает вел-ичины 0,1—0,15. 29 Однако при меньших значениях А, что возможно для самолетов с низким расположением крыла (в схеме низкоплана), величина АС Узем может достигать значения 0,2—0,3 и более. 0,2 Рис. 1.28. Влияние расстояния до земли на коэффициент <~>'уэем Следует иметь в виду, что при -использовании взлетно-поса- дочной механизации, особенно с использованием СПС на закрылке, а также при полете вблизи экранирующей поверхности изменя- ются не только несущие свойства, но и характеристики устойчи- вости и управляемости самолета. ГЛАВА 2 ОСОБЕННОСТИ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ СОВРЕМЕННЫХ САМОЛЕТОВ § 2.1. СХЕМА И РАБОЧИЙ ПРОЦЕСС ДВИГАТЕЛЯ 1. Основные параметры силовой установки Под силовой установкой сверхзвуковых самолетов понимают совокупность трех основных элементов, участвующих в создании силы тяги, — входного устройства, двигателя и выходного устрой- ства. На современных маневренных сверхзвуковых самолетах при- меняются два основных типа газотурбинных двигателей — одно- контурные и двухконтурные, как прав.ило, снабженные форсажны- ми камерами. Одноконтурные турбореактивные двигатели с фор- сажными камерами сокращенно называют ТРДФ, а двухкон- турные— ДТРДФ, те же типы двигателей без форсажных камер называются соответственно ТРД и ДТРД. Сила тяги (внутренняя тяга), обозначаемая буквой Р, является важнейшей величиной, характеризующей эффективность сило- вой установки. Согласно известному из механики закону об из- менении количества движения сила тяги равна секундному увели- чению количества движения газового потока, проходящего через силовую установку и обтекающего ее снаружи. Если принять, что секундный расход газа, вытекающего из двигателя, равен секундному расходу воздуха GB на входе в дви- гатель, то величина внутренней тяги двигателя может быть опре- делена по формуле Р = -^(с,-У), (2.1) где V — скорость полета; с5 — скорость вытекающего из сопла газа (ом. рис. 2Л). Как видно из формулы (2.1), которая называется формулой Б. С. Стечкина, внутренняя тяга силовой установки тем выше, чем больше расход воздуха, проходящего через нее, и чем выше 31 разность скоростей г5—V, т. е. чем значительнее ускоряется га- зовый поток при его прохождении через тракт силовой установки. Величина —----- в данном случае есть тяга, получаемая от 1 кг воздуха, проходящего через двигатель, и называется удель- ной тягой. Следовательно, ^уд^-^ (2-2) и соответственно -°=0ВРУД. (2.3) Чем выше удельная тяга двигателя, тем меньше при заданной величине тяги потребный расход воздуха через двигатель, а сле- довательно, его диаметр и вес. С этой точки зрения выгодно иметь высокие значения Руд. Наиболее эффективным средством для по- вышения Руд служит увеличение температуры газа как в основ- ной, так и в форсажной камерах сгорания в сочетании с высокими значениями степеней повышения давления компрессора. При определении силы тяги следует учитывать еще и такой важный фактор, как внешнее сопротивление, создаваемое самой силовой установкой. Внешнее сопротивление силовых установок сверхзвуковых самолетов особенно велико в области трансзвуко- вых скоростей полета. Это связано в основном с нерасче-тным'И ус- ловиями работы входного и выходного устройств, о чем будет сказано далее. Внешнее сопротивление силовой установки пред- ставляет собой сумму сил избыточного давления и сил трения, действующих на ее внешние поверхности. Их равнодействующую обозначим Лвн- Эффективной тягой силовой установки называют раз- ность внутренней тяги и внешнего сопротивления Хвн силовой ус- тановки, т. е. величину Р9ф = Я-*8„. (2.4) Другим важнейшим .показателем силовой установки является ее экономичность. Для оценки экономичности силовой установки пользуются по- нятием «удельный расход топлива». Удельным расходом топлива называют отношение часового расхода топлива От.ч к эффектив- ной тяге силовой устайов'ки: €»-•%?. (2.5) ход топлива — это расход топлива на килограмм тяги в час. Снижение Суд имеет чрезвычайно важное значение для авиа- 32 ционных силовых установок. Чем ниже величина Суд, тем больше при заданной скорости дальность и продолжительность полета са- молета. Наиболее эффективным средством снижения Суд у сов- ременных газотурбинных двигателей является увеличение степени повышения давления комдрессора. Именно этим объясняется тен- денция ко все большему и большему увеличению тс* у вновь соз- даваемых двигателей. Третьим важным параметром силовой установки является ее удельная масса. Удельной массой силовой установки принято называть отноше- ние массы силовой установки Gc.y к ее эффективной тяге: Т---ЧГ- Р-6> Чем ниже удельная масса силовой установки, тем меньше при заданной величине тяги масса силовой установки, которая в зна- чительной степени влияет на такие важные данные самолета, как его дальность, потолок, полезная нагрузка и маневренность. 2. Основные схемы двигателей Одноконтурные ТРД и ТРДФ бывают одно- и двухзальными. На рис. 2.1 показана схема двухзального форсированного ТРДФ. Здесь же даны обозначения основных поперечных сечений про- точной части двигателя, используемые при дальнейшем изложе- нии, и изображено изменение давления р, осевой составляющей скорости с и температуры газа Т по тракту силовой установки в условиях полета самолета с М = 2 на высоте 11000 м. Обозначен- ные на рис. 2. ^поперечные сечения делят силовую установку на шесть основных* элементов: входное устройство (Н—1), компрес- сор (1—2), основную камеру сгорания (2—5), турбину (3—4), форсажную камеру сгорания (4—ф) и выходное устройство (ф—5). Входное устройство служит для сжатия воздуха под воздейст- вием скоростного напора и подвода его к компрессору. Дальней- шее сжатие осуществляется в компрессоре, где давление воздуха увеличивается в несколько раз. Сжатый во входном устройстве и компрессоре воздух поступает в камеру сгорания, где он подо- гревается вследствие сгорания топлива, которое подается в ка- меру через форсунки. Процесс сгорания в основных камерах га- зотурбинных двигателей (ГТД) происходит так, что температура газа на выходе из нее не превышает величины, допустимой жа- ропрочностью материалов, из-которых изготовлена турбина, с уче- том ее охлаждения. Эта температура Т* (сечение 3—3 на рис. 2.1) обычно составляет 950—1100° С. Из камеры сгорания горячие газы поступают далее в турбину, где, расширяясь, производят работу, передаваемую через вал тур- бины на вращение компрессора. Но с повышением температуры работоспособность газов увеличивается. Поэтому для получения в 33 турбине мощности, необходимой или вращения компрессора, тре- буется значительно меньшая степень понижения давления, чем степень повышения давления во входном устройстве и комлрессо- Н U Рис. 2.1. Изменение параметров газа двухвального ТРДФ ре. В результате за турбиной газ имеет высокую температуру (только на 200—250° меньшую, чем перед ней) и давление, зна- чительно превышающее атмосферное. Следовательно,.„газы за тур- биной располагают большим запасом энергии. Этот запас энергии газового потока реализуется при его последующем расширении в выходном сопле. В результате скорость газов на выходе из сопла становится значительно больше скорости набегающего по- 34 т*я Пои этом увеличивается количество движения массы газа, |оходящей Грез двигатель, вследствие чего и возникает сила ;2жгя? ^,=^^^ij^ fet-cok^^ ^сутствГ за форсажной камерой вращающихся деталей (таких, 10 Рис. 2.2. Схема двухконтурного двигателя с форсаж- ной камерой (ДТРДФ) кяк туобина) и лучших возможностей ее охлаждения. Дополни- дельно подо Ретый в форсажной камере газовый поток при его ГасширениТ S выходном сопле обеспечивает существенно более высокие скорости истечения, чем на бесфорсажных режимах, что %??ж???™ь*о увеличить силу тяги ТРДФ при включении •ровными параметрами-рабочего процесса ТРДФ являются температура газа перед турбиной Г3, температура форсажа 7ф и Р2 степень повышения давления компрессора < = -^' где звездочкой отмечены параметры заторможенного потока. пячпич. Двухконтурные двигатели могут быть выполнены по различ ным схемам. На рис. 2.2 приведена схема трехвального ДТРДФ, предназначаемого для маневренных сверхзвуковых самолетов Она включает компрессор низкого давления /, О'бщии для первого и второго контуров, компрессоры промежуточного 2 и высокого 6 давления, работающие только на первый контур, камеру сгорания первого контура 4 и три турбины: высокого 5, промежуточного 6 I ниГого 7 давления, "приводящие во вращение соответствующие компрессоры. На выходе из турбины устанавливается камера сме- шения 8 где газовые потоки от обоих контуров смешиваются и подаются в общую форсажную камеру 9, а из нее —в выходное ""'степ'еныо двухконтурности двигателя называют от- ношение расхода воздуха через второй контур к расходу через первый контур: «--.--2-1. (2'7) GB{ Обычно для ДТРДФ т= 1,0-5-2,0. 35 Отношение давления воздуха на входе в камеру сгорания к давлению на входе в компрессор называют суммарной степенью повышения давления компрессора тс* . Эта величина у двухко-н- турных двигателей достигает 15—20 и более. Выполнение двухконтурного двигателя по двух- или трехзаль- ной схеме позволяет обеспечить лучшее согласование работы от- дельных ступеней компрессоров и турбин, достигнуть высоких значений л* ,и при этом обеспечить достаточные запасы устойчи- вости компрессоров на нерасчетных режимах. Двухконтурные ТРДФ дают возможность получать большую тягу на форсажных режимах, необходимую в сверхзвуковом по- лете, и обеспечивают хорошую экономичность на бесфорсажных режимах, широко используемых при дозвуковых скоростях по- лета. § 2.2. ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА СИЛОВЫХ УСТАНОВОК СВЕРХЗВУКОВЫХ САМОЛЕТОВ 1. Основные параметры входных устройств Входное устройство современного сверхзвукового самолета представляет собой сложную систему, состоящую из воздухоза- борника, входных каналов, подводящих воздух к двигателю, пере- пускных и протавопомпажных створок, устройств слива погранич- ного слоя и других составных элементов. От безотказной работы этой системы зависит эффективность и надежность силовой ус- тановки в целом. Правильная эксплуатация такой системы, свое- временное предупреждение неисправностей и устранение возник- ших отказов требуют глубокого понимания сложных газодинами- ческих процессов, происходящих в элементах входного устрой- ства. Входные устройства должны удовлетворять ряду требований. К числу основных требований относятся: — малые потери полного давления в процессе торможения потока воздуха, поступающего в двигатель; — минимальное внешнее сопротивление; — устойчивость процесса течения воздуха при всех условиях полета и режимах работы двигателя; — равномерность полей скоростей и давлений, а также отсут- ствие значительных пульсаций на входе в компрессор двигателя. К числу важнейших эксплуатационных требований относятся надежность работы всех систем, простота обслуживании, защи- щенность от попадалия в двигатель грунта и посторонних пред- метов при рулении и взлете и др. К числу основных параметров, характеризующих эффектив- ность входных устройств, относятся следующие. 36 Коэффициент сохранения полного давления, оценивающий га- зодинамические потери в процессе сжатия воздуха от скоростного йапора. Он представляет собой отношение полного давления за воздухозаборником (на входе в двигатель) к полному давлению воздуха в набегающем потоке: Р\ Рн (2.8) п, Чем выше коэффициент авх, тем больше при заданном режиме полета степень повышения давления воздуха во входном устройстве и эффективнее термодинамический цикл двигателя, что оказывает влияние на экономич- ность силовой установки. Получение высоких значений коэффициента авх имеет важнейшее значение также для увеличения расхода воздуха и тяги силовой установки,особенно при сверх- звуковых скоростях полета. Величина коэффициента авх в зна- чительной степени зависит от совер- шенства организации процесса тормо- жения сверхзвукового потока. На рис. 2.3 изображен график зависимо- сти величины повышения давления воздуха во входном устройстве ex 70 60 SO 40 30 20 iO i j / / Я0хиа ^ / У / •/ // / Система > скачков^' i VV у ^—*"-^ ^ м 4? ^прямой скачок \ /,0 /,5 2,0 2,5 3,0 М Рис. 2.3. Зависимость степени повышения давления во вход- ном устройстве TCBX от числа М полета Р\ Рн • = а* Рн Рн = авх(1+0,2М?) 3,5 (2.9) от числа М полета при различных способах торможения сверхзву- кового потока. Верхняя кривая относится к идеальному процес- ,су, когда нет потерь. Нижняя кривая соответствует торможению сверхзвукового потока в прямом скачке уплотнения. Средняя кри- вая указывает примерный порядок величины тгвх для существую- щих многоскачковых воздухозаборников. Чтобы судить о влиянии тгвх 'И, следовательно, авх на данные двигателя, можно указать, что снижение irBX при М = 2,5 от 17 до 12, т. е. на 30%, приводит к уменьшению тяги примерно на 45% и'к увеличению удельного расхода топлива на 15%. Отсюда ясна исключительно важная роль правильной организации процесса торможения воздушного потока в сверхзвуковом воздухозабор- нике. Коэффициент внешнего (лобового) сопротивления входного ус- тройства, служащий для оценки суммарного внешнего сопротив- 37 ления, так же, как и коэффициент лобового сопротивления самоле- та, определяется по формуле c^=w- <2ЛО> где ХВх — суммарное внешнее сопротивление входного устрой- ства; q — скоростной напор; Fu — площадь миделя воздухозаборника. Суммарное внешнее сопротивление входного устройства на сверхзвуковых скоростях полета и при нерасчетных режимах ра- боты воздухозаборника может составлять 20—30% внутренней тяги двигателя. Поэтому крайне важно принятие всех возможных мер для снижения ХЕХ. Коэффициент расхода, характеризующий производительность входного устройства, пр'инято определять как отношение площа- дей: *=-?*-, (2Л1) гвч где FH—фактическая площадь струи, входящей в воздухозабор- ник; Лю—геометрическая площадь входа воздухозаборника. При сверхзвуковых скоростях полета перед воздухозаборни- ком происходит сужение струи,-причины которого будут объяснены далее, означающее уменьшение расхода воздуха через воздухо- заборник. Поэтому коэффициент ср является важным параметром, характеризующим режим работы воздухозаборника и запас его устойчивости. Коэффициент запаса устойчивости ДЛ"Увх входного устройства, характеризующий удаление его рабочего режима от границы не- устойчивой работы, называемой границей помпажа воздухозабор- ника. Коэффициент ДА^у показывает, насколько при каждом заданном числе М полета величина авх/Ф на границе помпажа выше, чем на данном рабочем режиме, и задается в процентах. 2. Типы и рабочий процесс воздухозаборников Требования получения высоких значений авх, малых Сх и достаточных запасов устойчивости являются противоречивыми. Поэтому выбор типа входного устройства и его основных пара- метров должен быть подчинен требованию обеспечения макси- мально возможных для заданных условий полета величин эффек- тивной тяги силовой установки при условии ее 'надежной и устой- чивой работы. На современных сверхзвуковых самолетах применяются вход- ные устройства, которые различаются по принципу организации процесса торможения сверхзвукового потока (число скачков и их расположение относительно плоскости входа), форме поперечного 38 Сечения, расположению на летательном аппарате и ряду других Признаков. Торможение набегающего потока в сверхзвуковых воздухоза- борниках осуществляется в специально организованной системе скачков уплотнения. С этой целью используются профилированные поверхности, при обтекании которых образуется несколько после- довательно расположенных один за другим косых скачков уплот- нения, заканчивающихся обычно прямым скачком. Такие поверх- ности называют поверхностями торможения. По форме поперечного сечения воздухозаборники подразделя- ются на плоские и осесимметричные. У воздухозаборников перво- го типа поверхности торможения сверхзвукового потока состоят из ряда плоских панелей, устанавливаемых под углом одна к дру- гой и образующих ступенчатый кл,ин, при обтекании изломов ко- торого возникают косые скачки уплотнения. У осесимметричных воздухозаборников поверхность торможения получают сопряже- нием нескольких конических поверхностей, образующих ступенча- тый конус. Скачки уплотнения в этом случае возникают в местах излома образующей ступенчатого конуса. Основное преимущество плоских воздухозаборников состоит в том, что регулировать их конструктивно проще, причем измене- ние регулируемых параметров можно осуществлять в более ши- роком диапазоне. Поэтому плоские воздухозаборники находят все более широкое применение. Воздухозаборники!, устанавливаемые в головной части фюзе- ляжа или двигательной гондолы, получили название лобовых, а у боковой поверхности фюзеляжа — б о к о.в ы х или примы- кающих. Главное преимущество боковых воздухозаборников состоит в освобождении носовой части фюзеляжа для размещения радиоло- кационного и другого -специального оборудования. Схемы размещения лобовых и боковых воздухозаборников, характерные для современных сверхзвуковых самолетов, показа- ны на рис. 2.4 (а —лобовой воздухозаборник, расположенный в носовой части фюзеляжа; б и г — полукруглый и плоский воздухо- заборники с вертикальным расположением клина у боковой по- верхности фюзеляжа; д — плоский боковой воздухозаборник с го- ризонтальным расположением клина; в — секторный воздухозабор- ник в месте сочленения крыла и фюзеляжа). При боковом расположении воздухозаборника принимаются специальные меры для устранения вредного влияния погранич- ного сЛоя, образующегося на расположенной впереди него поверх- ности летательного аппарата. Для этого между боковой поверхно- стью летательного аппарата и воздухозаборником имеются щели для слива пограничного слоя. Воздух отводимого пограничного слоя может быть использован для охлаждения элементов двига- теля, а также подаваться в эжектор-нос сопло. Рассмотрим подробнее особенности рабочего процесса сверх* звукового воздухозаборника. Для этого обратимся к схеме течения 39 fa30Boro потока в плоском tpexcKaqKOBOM воздухозаборнике на расчетном числе М полета (рис. 2.5). Поверхность торможения этого воздухозаборника представляет собой двухступенчатый клин Рис. 2.4. Схемы расположения сверхзвуковых воздухозаборников на самолете /—2—3 с углами установки панелей PI и р2- При обтекании па* нелей образуются косые скачки уплотнения 1—А и 2—А (с уг- Н н Рис. 2.5. Схема плоского трехскачкового воздухозаборника лами наклона он и <Х2), в которых осуществляется торможение сверхзвукового потока. Углы ступенчатого клина и осевая протяженность отдельных ступеней выбираются таким образом, чтобы на расчетном чис- ле М полета косые скачки фокусировались в точке А передней кромки обечайки. Это соответствует условию ср=1, обеспечиваю- 40 щему максимально возможный расход воздуха через воздухоза- борник, так как при этом FU = FB^. За последним косым скачком как в плоском, так и в осесим- метричном течении поток является еще сверхзвуковым. Переход сверхзвукового потока в дозвуковой в воздухозаборниках с внеш- ним сжатием осуществляется на входе во внутренний канал. В расчетной схеме течения принято считать, что этот переход про- исходит в замыкающем прямом скачке, располагающемся вблизи Рис. 2.6. Схема течения воздуха в осесимметричном сверхзвуковом воздухозаборнике (с учетом погра- ничного слоя и отрыва потока) при расчетном (максимальном) числе М полета: / — щель для слива пограничного слоя в горле; 2 — перфо- рация; 3 — турбулизаторы плоскости входа. Практически же у воздухозаборников многоре- жи'мных самолетов этот процесс осуществляется в головной вол- йе, как показано на р.ис. 2.5. Далее воздушный поток входит во внутренний канал воздухо- заборника, вначале слегка сужающийся, а затем плавно расши- ряющийся. Самое узкое сечение этого канала называют горлом воздухозаборника. Течение воздуха во внутреннем канале сопря- жено с возникновением значительных потерь, обусловленных вяз- костным трением и отрывом потока от поверхности торможения в районе горла. Образование зоны отрыва за горлом вызвано тем, что сжа- тие газового потока до горла сопровождается его значительным отклонением от осевого направления. В районе горла требуется иметь столь же значительный обратный поворот потока, чтобы возвратить его к осевому направлению. При этом повороте возни- кают инерционные силы, вызывающие отрыв потока за горлом на поверхности торможения. На рис. 2.6 показана схема течения воздуха, учитывающая наличие пограничного слоя и образование зоны отрыва. Как видно, образующиеся у поверхности централь- ного тел^ и обечайки пограничные слои быстро нарастают по длине обтекаемой поверхности, а вблизи горл^ возникает отрыв потока. Наличие пограничного слоя значительной толщины и зоны отрыва приводит к увеличению потерь полного давления и нерав- номерности и нестационарности потока за воздухозаборником. 41 Поэтому принимается ряд мер для снижения вредного влияния указанных факторов. К этим мерам относятся выбор величины площади горла, слив пограничного слоя, применение специальных турбулизаторов и др. Площадь горла воздухозаборника Fr обычно выбирается из условия, что скорость потомка в нем равна скорости звука. Выб- ранная из этого условия величина площади горла называется оп- тимальной. Если площадь горла меньше оптимальной, оно не сможет пропустить весь расход воздуха, который соответствует площади сверхзвуковой струи в невозмущенном потоке. В таком случае перед плоскостью входа возникает головная волна. Это приводит к снижению расхода воздуха и коэффициента авх и к возрастанию внешнего сопротивления воздухозаборника. Если же площадь горла больше оптимальной, то в этом случае возрастут потери, вызванные перерасширением горла. Появление потерь от перерасширения горла обусловлено тем, что при излишне большом горле поток заполняет лишь часть его проходного сечения. Остальную часть площади горла занимает зона отрыва. Это объясняется тем, что поток вследствие отрыва прижимается инерционными силами к периферийной части канала и в области горла занимает примерно одну и ту же площадь не- зависимо от фактической величины площади проходного сечения канала. Но увеличение размеров зоны отрыва вызывает значитель- ную неравномерность потока за горлом, и его последующее вырав- нивание приводит к сильному снижению полного давления и коэффициента авх- Чтобы предотвратить развитие отрыва потока воздуха в ка- нале за горлом и обеспечить условия для быстрого его выравнива- ния и стабилизации, осуществляют надлежащее профилирование внутреннего канала воздухозаборника. Кроме того, принимают специальные меры по удалению образовавшегося пограничного слоя. Для этого на поверхностях торможения за вторым и после- дующими косыми скачками-имеется перфорация 2 (ряды мелких отверстий), а в области горла — щель 1 для слива пограничного слоя. Со стороны поверхности торможения в дозвуковой части воздухозаборника, расположенной за горлом, иногда устанавли- ваются специальные турбулизаторы 3 (генераторы вихрей), слу- жащие для выравнивания потока перед компрессором. Они вы- полняются в виде коротких лопаток -малого удлинения (козырь- KOIB), имеющих высоту, несколько большую толщины пограничного слоя. При обтекании этих лопаток, устанавливаемых под боль- шими углами атаки к потоку, возникают вихри, которые способст- вуют перемешиванию пограничного слой с основным потоком. В результате этого ^предотвращается образование и развитие зон отрыва пограничного слоя, происходит выравнивание поля скоро- стей и уменьшаются пульсации потока перед компрессором. Управление пограничным слоем сверхзвуковых воздухозаборни- ков позволяет существенно уменьшить степень неравномерности и снизить уровень пульсаций потока на входе в компрессор, уве- 42 личить запас устойчивости воздухозаборника и повысить вели- чину коэффициента авх- Схема течения воздуха в сверхзвуковом воздухозаборнике при расчетном (максимальном) числе М* полета показана на рис. 2.5. На маневренных самолетах воздухозаборники работают в широ- ком диапазоне нерасчетных режимов. Изменяются число М поле- та, высота полета, режим работы двигателя, а также направле- ние набегающего потока (при изменении углов атаки и скольже- Т |Н х 1 Г" и? * ТйсГр,' Рис. 2.7. Течение воздуха в воздухозаборнике при числе М полета меньше расчетного ния самолета). В зависимости от этих факторов изменяется газо- динамическая картина течения, что оказывает влияние на пара- метры воздухозаборника и запас его устойчивости. При числах М полета, меньших расчетных, углы наклона ко* сых скачков возрастают. Поскольку линии потока в плоском сверхзвуковом течении эквидистантны поверхности ступенчатого клина, то, как показано на рис. 2.7, в рассматриваемых условиях площадь струи Fu получается обязательно меньше геометричес- кой площади FBX- В результате этого коэффициент расхода <р становится меньше единицы. В указанных условиях (когда Ф<1) воздухозаборник создает весьма значительное внешнее соп- ротивление, которое в технической литературе получило наимено- вание дополнительного. Физический смысл дополнительного сопротивления состоит в следующем. Если скачки уплотнения не фокусируются у перед- ней кромки обечайки, а выходят во внешний поток, через них проходит не только струя воздуха, входящая в двигатель, но и определенная масса воздуха, обтекающая двигатель снаружи. По- этому в струйках воздуха, которые проходят через скачки уплот- нения, но не попадают в воздухозаборник, а растекаются вокруг него вследствие потерь на скачках, происходит уменьшение коли- чества движения воздуха, что и создает сопротивление движению. Оно получается тем более значительным, чем интенсивнее сами скачки уплотнения и чем большее количество воздуха подвер- гается сжатию и растекается вокруг обечайки. Заметим, что суммарное сопротивление воздухозаборника скла- дывается из дополнительного сопротивления и сопротивления- обе- чайки. Последнее является результатом того, что при обтекании 43 внешней наклонной поверхности обечайки сверхзвуковым потоком давление на ней оказывается большим атмосферного. Весь воздух, прошедший через систему скачков уплотнения и входное сечение, должен пройти через горло воздухозаборника. С уменьшением числа М полета, как мы выяснили, пропускная спо- собность системы скачков уплотнения снижается. Одновременно уменьшается и пропускная способность горла. Это объясняется интенсивным снижением плотности воздуха в горле из-за умень- шения скоростного напора набегающего воздушного потока. Резкое снижение пропускной способности системы скачков уп- лотнения и горла у нерегулируемого воздухозаборника при умень- шении числа М полета приводит к тому, что он не в состоянии пропустить все то количество воздуха, которое требуется для ра- боты двигателя. В целях согласования про>изводительностей воз- духозаборника и двигателя приходится осуществлять регулирова- ние воздухозаборника. У плоских воздухозаборников оно дости- гается таким изменением расположения регулируемых панелей, при котором увеличивается площадь горла и уменьшаются углы наклона косых окачков уплотнения при уменьшении числа М по- лета. У осесимметричных воздухозаборников те же цели достига- ются уборкой ступенчатого конуса внутрь обечайки. Регулирование воздухозаборника обычно требуется также при изменении режима работы двигателя. Прл увеличении частоты вращения ротора двигателя вследствие увеличения расхода воз- духа через компрессор необходимо увеличивать производитель- ность воздухозаборника. При уменьшении частоты вращения ро- тора двигателя производительность воздухозаборника нужно уменьшать. Следует, отметить, что изменение температуры- окружающего воздуха "также вызывает рассогласование режимов работы возду- хозаборника и двигателя. Снижение, например, температуры Тн приводит к увеличению приведенного расхода воздуха через дви- гатель, что требует соответствующего увеличения производитель- ности (расхода) воздухозаборника. , Схема плоского трехскачкового регулируемого воздухозабор- ника показана на рис. 2.8. Поверхность торможения этого воз- духозаборника образована двумя плоскими панелями / и 2. Панель 1 первой грани клина, составляющая угол PI с направле- нием полета, о-бычно выполняется неподвижной. К ней присоеди- няется на шарнирах одна или несколько подвижных панелей, об- разующих продолжение поверхности торможения и переходящих далее в стенку внутреннего канала. В рассматриваемой схеме па- нель 2 служит второй гранью клина, которая с первой гранью образует изменяемый по величине угол fa. Горло в этом случае образуется внутренней поверхностью обечайки и внешней поверх- ностью панелей 3 и 4, которые соединены между собой телеско- пически и, кроме того, шарнирло связаны с подвижными пане- лями 2 и 5. Панель 5 шарнирно связана с основанием входного канала. Образованный таким способом паиельно-шарнирный меха- 44 низм обеспечивает возможность одновременного изменения пло- щади горла и угла fa за счет плоскопараллельного перемещения панелей 3 и 4 и поворота панели 2 относительно панели L 7 Боковая поверхность фюзеляжа Рис. 2.8. Схема плоского регулируемого воздухозаборника: 1 — неподвижный клин (панель); 2 — панель регулирования угла (32; 3, 4, 5 — панели регулирования площади горла; 6 — шарнирные сочленения панелей; 7 — перфорация; 8 — перепускные створки* 9 — створки под- питки; 10 —турбулизаторы Изменение углов наклона косых скачков (одного или несколь- ких) позволяет при заданном числе М полета изменять расход воздуха через систему скачков уплотнения при сохранении неиз- Рис, 2.9. Изменение расхода воздуха через плоский воздухозаборник при его регулировании менного расположения замыкающего скачка вблизи плоскости входа. Например, при уменьшении угла fa коэффициент расхода увеличивается, так как возрастает FBX. Это видно из схемы, изо- браженной на рис. 2.9. Одновременно увеличивается площадь гор- ла воздухозаборника. Если при уменьшении числа М полета уменьшить угол fa это обеспечит требуемое изменение коэффи- циента расхода и площади горла (их увеличение) для согласова- ния совместной работы воздухозаборника и двигателя. 45 У плоских воздухозаборников может осуществляться также ре- гулирование угла наклона переднего носка обечайки как в целях обеспечения требуемой величины коэффициента расхода, так и исключения образования перед плоскостью входа головной волны. При взлете и малых скоростях полета створка обечайки может устанавливаться в положение, показанное на рис. 2.9 штриховой линией, при котором обеспечивается плавный вход воздуха в воз- духозаборник. Гц Л Рис. 2.10. Изменение расхода воздуха через воздухозаборник при выдвижении ступенча-» того конуса Для обеспечения оптимального согласования работы воздухо- заборника и двигателя в широком диапазоне режимов может оказаться целесообразным иметь в системе регулирования возду- хозаборника дополнительно еще и створки для перепуска воздуха. Такие створки 8, как показано на рис. 2.8, устанавливаются в канале за горлом. При их открытии часть воздуха перепускается во внешний поток. Створки перепуска используются как средство для предотвращения помпажа воздухозаборника и называются противопомпажными. Схема осесимметричного регулируемого воздухозаборника по- казана на рис. 2.10. Регулирование таких воздухозаборников осу- ществляется перемещением центрального тела (сопровождаю- щимся одновременным изменением площади горла) и перепуском воздуха. Осевое перемещение центрального тела при заданном числе М полета, как указывалось, позволяет изменять расход воздуха, а следовательно, и коэффициент расхода воздухозаборника. Если центральное , тело вдвигать внутрь обечайки, расход воздуха че- рез систему скачков возрастает. Если его .выдвигать, расход воз- духа снижается. Это видно из рис. 2.10,, где показало изменение формы струи при осевом перемещении центрального тела. Вы- движение его приводит к тому, что косые скачки уплотнения, не изменяя углов наклона и взаимного расположения, отодвигаются от плоскости входа, что вызывает уменьшение площади струи, входящей в воздухозаборник (на рис. 2.10 площадь fH, умень- шившаяся после выдвижения центрального тела, заштрихована), 46 При вдвигании центрального тела внутрь обечайки, наоборот, площадь струи и Fr возрастают. С увеличением площади FH струи (т. е. расхода воздуха че- рез систему косых скачков уплотнения) нужно увеличивать одно- временно площадь горла воздухозаборника. У осесимметричных воздухозаборников с неизменным диаметром центрального тела независимое перемещение центрального тела и изменение пло- щади горла осуществить практически невозможно. Поэтому для регулирования плрщади горла внутреннюю поверхность обечайки в том месте, где образуется горло, делают наклонной (конической или профилированной). Тогда при выдвижении, например, цен- трального тела одновременно уменьшается площадь горла. На взлете и при малых скоростях полета пропускная способ- ность горла значительно снижается из-за отсутствия сжатия воз- духа от скоростного напора и малой плотности воздуха в горле. Помимо этого, на указанных режимах возникают значительные потери полного давления из-за срыва потока при обтекании ост- рых передних кромок обечайки воздухозаборника. Поэтому про- пускная способность воздухозаборника на режимах взлета дол- жна быть максимально увеличена. В плоском воздухозаборнике это достигается полной уборкой (складыванием) регулируемых панелей клина и раскрытием створки обечайки, в осесимметрич- ном — перестановкой ступенчатого конуса в полностью убранное положение. В дополнение к этому обычно во входном канале ус- танавливаются впускные створки, открываемые внутрь канала, для подачи воздуха непосредственно к двигателю (минуя горло воздухозаборника). Открытие впускных створок осуществляется под действием перепада давлений на створках, которые откры- ваются, когда давление перед двигателем становится меньше ат- мосферного. Если воздухозаборник по каким-либо причинам перестанет ре- гулироваться, это приведет к нарушению нормальных условий его работы. Пагубными последствиями этого явления будут падение давления на входе в двигатель (из-за уменьшения авх) и возрастание внешнего сопротивления (из-за увеличения ?.*• ), что приведет к снижению, эффективной тяги силовой установки. Но особенно опасным в этом случае будет появление неустойчивой работы воздухозаборника. Если пропускная способность воздухозаборника окажется более высокой, чем двигателя (например, при уменьшении частоты вращения ротора двига- теля), произойдет переполнение входного канала двигателя воздухом. Дроссе- лирующее действие двигателя приведет к тому, что через него не сможет пройти весь воздух, проходящий через систему скачков уплотнения воздухозаборника. Тогда головная волна отходит от плоскости входа и изменяет свое расположе- ние в соответствии с изменением расхода воздуха (площади FH) на входе в воздухозаборник. Регулируя расход воздуха через воздухозаборник, головная волна, отходя далеко от плоскости входа, разрушает систему скачков и вызы- вает неравномерность потока на входе воздухозаборника, затем при некотором удалении ее от плоскости входа возникает помпаж воздухозаборника. Если потребный расход воздуха через двигатель окажется большим, чем мо- жет пропустить воздухозаборник, во входном канале двигателя происходит паде- 47 ние давления, так как в него поступает меньше воздуха, чем расходуется дви- гателем. В этом случае из-за сильного снижения противодавления перед двига- телем головная волна исчезнет (будет «проглочена»), в канале за горлом поя- вится сверхзвуковая зона, а в конце этой зоны возникнет интенсивный скачок уплотнения, в котором сверхзвуковой поток будет переходить в дозвуковой. I* -L Рис. 2.11. Возникновение «зуда» при отрыве пограничного слоя за скачком уплотнения S $6Х | Схема течения с образованием сверхзвуковой зоны и ограничивающего ее скачка S изображена на рис. 2.11. Чем значительнее потребный расход двига- теля превышает располагаемый расход воздухозаборника, тем далее по потоку располагается скачок S, тем более интенсивным он становится и, следовательно, тем сильнее снижается коэф- M^ConSt фициент авх, что приводит к »л Л падению тяги силовой установ- ки. При очень значительном перемещении скачка по потоку возникает другая форма не- устойчивой работы воздухоза- борника, называемая «зудом». Следует заметить, что за- висимость коэффициента авх от коэффициента расхода 9 ПРИ заданном числе М полета и различных положениях клина (конуса) называется харак- теристикой воздухоза- борника. При каждом за- данном положении клина, как видно из рис. 2.12, характери- стика воздухозаборника имеет две ветви — пологую и верти- .кальную. Вершины вертикаль- "ных ветвей каждой характе- ристики (точки к) соответст- вуют так называемому крити- 5"< 7~>ц.Г^ п - к к -Уборка клина 1«* 9 "\ Выдвижение N клипа , / 3 К \ У\ 1 Ч" 9-) т ^~ L**" г 1 N .<" ч* * j i и ср Рис. 2.12. Согласование режимов воздухоза- борника и двигателя ческому режиму работы воздухозаборника, когда при увеличении расхода воз- духа через воздухозаборник исчезает головная волна. На участке к — з воздухо- заборник работает со сверхзвуковой зоной за горлом, и в точках з возникает «зуд». На участках к — п воздухозаборник работает с головной волной на входе, и в точках п возникает помпаж. Наивыгоднейшими условиями работы воздухо- заборника являются режимы на пологой ветви характеристики в точке р вблизи точки /с, так как при этом обеспечиваются практически • наибольшие значения коэффициента свх и запаса устойчивости, который определяется расстоянием между точками р и п. Здесь также ниже уровень пульсаций потока. При выдвижении клина повышается интенсивность косых скачков от регу- лируемых панелей клина и уменьшается число М перед головной волной, что приводит к возрастанию максимальных значений величин коэффициента свх, коэффициент расхода при этом уменьшается. Это возрастание авх происхо- 48 дит до тех пор, пока не начинает сказываться вредное влияние повышения ин- тенсивности косых скачков, что уже вызывает снижение aRY *тах Совместные режимы работы воздухозаборника и двигателя определяются пересечением указанных характеристик с лучом О — Л, проходящим через на- чало координат. Как видно, подбирая для каждого числа М полета соответст- вующее положение регулируемого клина, можно обеспечить работу воздухоза- борника на наивыгоднейшем режиме. Рис. 2.13. Схема течения потока в воздухоза- борнике при возникновении головной волны Излишнее выдвижение клина вызывает «зуд»'воздухозаборника, а его чрезмерная убор<ка — ломпаж. Рассмотрим явления помшажа и «зуда» воздухозаборника. Помпаж воздухозаборника возникает при сверхзвуковых ско- ростях полета тогда, когда в воздухозаборник поступает большее количество воздуха, чем требуется для двигателя, что бывает при увеличении скорости полета или при дросселировании двигателя. Помпаж воздухозаборника проявляется в виде низкочастотных ко- лебаний давления и расхода воздуха (с частотой от 6 до- 12 Гц) по всему газовоздушному тракту силовой установки. Амплитуда колебаний давления при помпаже тем выше, чем больше число М полета. С уменьшением числа М полета запас устойчивости воз- духозаборника повышается, и при М< 1,5-.-1,6 помпаж обычно не возникает. Внешними признаками помпажа воздухозаборника на самолете являются интенсивные хлопки, «бубнение» в канале и воспринимаемые в виде толчков или ударов периодические про- дольные перегрузки, появляющиеся из-за колебания тяги двигателя. В условиях эксплуатации силовых установок помлаж воздухо- заборника недопустим. Резкие колебания давления и расхода воздуха могут вызвать помпаж компрессора и, как следствие, не- допустимое повышение температуры газа перед турбшюй (ее пе- регрев) или самовыключение двигателя. Переполнение канала воздухозаборника сжатым воздухом вначале приво- дит, как указывалось, к образованию головной волны перед обечайкой. Эта го- ловная волна, перемещаясь против потока, все больше разрушает систему косых скачков уплотнения. Поток за головной волной становится резко неравномер- ным. Причина возникновения этой неравномерности состоит в том, что в тех струях, которые проходят только через головную волну, создаются более высокие потери полного давления, чем в других струях, для которых еще сохраняются остатки системы скачков уплотнения. Это, как видно из рис. 2.13, вызывает для 49 потока, проходящего в периферийной зоне 7, снижение полного давления, ролное давление резко падает также в непосредственной близости от поверхности тор- можения, где имеется развитый пограничный слой и возникает отрыв потока. По указанной причине образуются отдельные струи с полным давлением, более низким, чем среднее давление за воздухозаборником. По этим струям происходит прорыв воздуха и выброс его из канала воздухозаборника' наружу. Поступление воздуха во входной канал прекращается. Головная волна быстро перемещается против потока, разрушая всю систему скачков, а за ней обра- зуется дозвуковая зона с полным давлением, более низким, чем полное давле- ние в канале. Воздух из канала начинает вытекать через входное отверстие наружу (в зону, где давление ниже, чем в канале) и одновременно продолжает посту- пать в двигатель. Происходит процесс опорожнения канала воздухозаборника, давление в котором быстро падает. Когда полное давление в канале становится меньшим, чем в зоне за головной волной, истечение наружу через входное от- верстие прекращается. С этого момента начинается быстрое обратное перемеще- ние головной волны к плоскости входа и восстановление сверхзвукового тече- ния на входе. Головная волна, движущаяся по направлению потока, из-за низ- кого противодавления за воздухозаборником не задерживается у плоскости входа, а проходит внутрь канала, где превращается в скачок S, ограничиваю- щий сверхзвуковую зону, образующуюся за горлом. Этот процесс «проглатыва- ния» головной волны протекает почти мгновенно, и давление в канале за столь короткое время не успевает измениться. На новом режиме количество воздуха, втекающего в воздухозаборник, пре- вышает количество воздуха, поступающего в двигатель, так как расход воздуха через двигатель в этот момент времени снижается в соответствии с более низ- ким давлением на входе в двигатель. В результате канал начинает наполняться, а давление в нем возрастать. Под действием возрастающего давления скачок S, ограничивающий сверхзвуковую -зону, перемещается к горлу. При увеличении давления в канале до некоторого критического значения вновь образуется голов- ная волна, которая движется с большой скоростью навстречу набегающему по- току и вызывает повторное блокирование входа. Цикл повторяется. Чем больший объем имеет внутренний канал, тем больше требуется вре- мени для его опорожнения и наполнения, тем больше период и амплитуда коле- баний при помпаже. Возникновению помлажа воздухозаборника на самолете спо- собствуют В'Се факторы, . приводящие к переполнению воздухом входного канала двигателя. Для устранения помпажа необходимо уменьшить~ противодавление за воздухозаборником, что может быть осуществлено посредством выпуска избытка воздуха из-за воздухозаборника во внешний поток через створки перепуска, пе- ревода двигателя на режим с большим расходом воздуха путем увеличения частоты вращения его ротора или соответствующего снижения пропускной способности воздухозаборника за счет его регулирования. Эффективным средством прекращения помлажа воздухозаборника является снижение скорости полета, поскольку при этом возрастает пропускная способность двигателя и сни- жается располагаемый расход воздухозаборника. «Зуд» воздухозаборника наблюдается при значительном сни- жении противодавления за воздухозаборником по сравнению с расчетным значением. Такое явление возникает всякий раз, когда пропускная способность воздухозаборника оказывается меньшей, чем требуется для двигателя. В этом случае интенсивность скачка S, возникающего в канале за горлом, сильно возрастает, поэтому увеличивается перепад давлений на этом скачке, а сам он 50 перемещается в сторону двигателя. Скачок взаимодействует с йа- росшим по длине канала пограничным слоем, что приводит к возникновению периодических отрывов потока от стенок канала из-под основания скачка (рис. 2.11). Вследствие этого возбужда- ются высокочастотные йульсации потока газа с частотой колеба- ний от нескольких десятков до нескольких сот герц и со значи- тельно меньшей, чем при помпажных колебаниях, амплитудой, по- является так называемый «зуд». Следует заметить, что взаимодействие скачка с пограничным слоем может дать пульсационный режим течения не только в конце внутреннего канала, но и на поверхности торможения в местах образования косых скачков или прямого скачка при доста- точно развитом пограничном слое. Высокочастотные колебания воздушного потока, возникающие при «зуде», оказывают неприятное физиологическое воздействие на летчика (зудящее ощущение па теле). Возникающие пульса- ции давлений снижают запас устойчивости компрессора. Вибра- ции при «зуде» могут нарушить нормальную работу оборудова- ния, расположенного вблизи входного устройства. Но «зуд» ме- нее опасен, чем помпаж, и может допускаться в эксплуатации на некоторых режимах (в целях повышения запаса устойчивости воз- духозаборника по -помпажу). Изменение угла атаки или угла скольжения самолета оказы- вает влияние как на эффективность работы, так и на запас ус- тойчивости входного устройства. Оно в значительной степени за- висит от типа воздухозаборника и его расположения на само- лете. У лобовых осеоимметричных воздухозаборников на больших углах атаки возникает картина течения, схематично изображен- ная на рис. 2.14, а. В верхней (подветренной) части центрального тела углы между образующими ступенчатого конуса и направ- лением потока уменьшаются, поэтому уменьшаются и углы на- клона косых скачков. Их интенсивность при этом становится меньшей, но число М за системой косых скачков увеличивается и возникает интенсивная головная волна перед входом в канал. В нижней (наветренной) части углы наклона скачков и их интен- сивность повышаются. Из-за малой интенсивности косых скачков у верхней поверхности центрального тела давление меньше, чем у нижней. Возникает перетекание воздуха из зоны повышенного в зону пониженного давления. При еще больших углах атаки на поверхности центрального тела может произойти срыв потока из-за утолщения пограничного слоя, стекающего на подветренную сторону центрального тела, Указанное изменение картины течения при косом обдуве осеоимметричного воздухозаборника приводит к появлению неравномерности потока за воздухозаборником. Сни- жение давления на входе в двигатель и расхода воздуха умень- шает тягу двигателя. Наличие же неравномерности потока на вы- ходе из воздухозаборника приводит к уменьшению запаса устой- чивости компрессора. 51 У боковых входных устройств изменение фактических углов набегания потока на воздухозаборник значительно больше, чем изменение углов атаки самолета из-за местных возмущений по- тока, создаваемых фюзеляжем (на фюзеляже поток перетекает снизу вверх). Кроме того, в отличие от лобовых воздухозабо'рни- Рис. 2.14. Обтекание потоком осесимметрич- ного (а) и плоского (б и в) воздухозаборников при больших углах атаки ко'В здесь пото'К является неравномерным. У плоских воздухо- заборников существенную роль играет в этом случае расположе- ние клина. При горизонтальном расположении клина (рис. 2.4, д) измене- ние угла атаки ведет к изменению углов наклона косых скачков. Небольшое • увеличение углов атаки в этом случае может даже улучшать характеристики воздухозаборника. Это объясняется тем, что увеличение наклона косых скачков (рис. 2.14, б) приводит в данном случае к возрастанию коэффициента расхода <р, а также к снижению числа М перед головной волной и потерь в ней, что дает увеличение коэффициента авх. Но при более значительном возрастании углов атаки увеличение пропускной способности ко- сых скачков вызывает переполнение воздухозаборника воздухом и снижение запаса его устойчивости, а сильное повышение ин- тенсивности косых скачков — увеличение потерь в скачках и бни- 52 жение авх. На больших углах атаки и числах М полета может наблюдаться попадание в воздухозаборник вихревой пелены, т. е. пограничного слоя, отрывающегося от нижней поверхности фюзе- ляжа из-за воздействия на него головной волны от воздухоза- борника. Более неблагоприятными у боковых воздухозаборников оказы- ваются характеристики при отрицательных углах атаки (рис. 2.14, в). Уменьшение углов наклона и интенсивности косых скачков приводит к значительному увеличению интенсивности го- ловной волны, к уменьшению величины коэффициентов авх и <р, а также к существенному возрастанию неравномерности и пульса- ций потока на входе в воздухозаборник. Запас устойчивости воз- духозаборника резко снижается. Это может явиться причиной ог- раничений режимов полета с большими отрицательными пер-егруз- ками. У самолета F-15 по этой причине весь воздухозаборник с горизонтально расположенным клином выполнен поворотным и ре- гулируется по углу атаки самолета. У воздухозаборников с вертикальным расположением клина (рис. 2.4, г) изменение углов атаки самолета оказывает не менее сильное влияние на их характеристики. Здесь косой обдув вызы- вает срыв потока с горизонтально расположенных наветренных боковых стенок канала. Это приводит к снижению коэффициен- тов OBX и ср, к уменьшению запаса устойчивости воздухозаборника и к возрастанию неравномерности и пульсаций давления на входе в компрессор. Конструктивной мерой для снижения влия- ния углой атаки на характеристики воздухозаборника в этом слу- чае является установка горизонтально расположенных перегородок в передней части канала воздухозаборника. Изменение углов скольжения также неблагоприятно сказы- вается на работе боковых воздухозаборников в основном из-за срыва потока с фюзеляжа и попадания его в воздухозаборник, расположенный с подветренной стороны. Чтобы не допускать снижения коэффициента запаса устойчи- вости воздухозаборника при полете с большими углам.и атаки, применяют специальное регулирование, обеспечивающее дополни- тельное выдвижение конуса у осесимметричного или клина у плос- кого воздухозаборника. Часто такое регулирование осуществляется путем взаимосвязи указанных регулируемых элементов с поло- жением стабилизатора, поскольку между углами атаки самолета и углами отклонения стабилизатора имеется прямая зависимость. Регулирование сверхзвуковых воздухозаборников осуществ- ляется автоматической системой. На современных самолетах ши- рокое применение получили такие системы регулирования, в кото- рых перемещение ступенчатого клина (конуса) осуществляется в зависимости от степени повышения давления компрессора тс* или от приведенной частоты вращения ротора дгпр. Это объясняется тем, что влияние частоты вращения, числа М полета, высоты по- лета и температуры окружающего воздуха на потребную произво- 53 дительность двигателя наиболее полно учитывается приведенным расходом воздуха через компрессор. Но последний связан одно- значной зависимостью с тс*, а также с ппр. Заметим, что приведенный расход воздуха Gnp есть величина, пропорциональная числу М потока на входе в компрессор. Но чем выше число М, тем больше потребная производительность (пропускная способность) компрессора. Поэтому величина Gnp характеризует потребную производительность Компрессора, а сле- /0 71J? Рис. 2.15. Программа регулирования воздухо- заборника довательно, и двигателя в целом. Задача регулирования воздухо- заборника состоит в согласовании потребной производительности воздухозаборника с производительностью двигателя. Как указывалось, пропускную ' способность воздухозаборника следует увеличивать при уменьшении числа М полета, при увели- чении частоты вращения ротора двигателя, при уменьшении тем- пературы Тн и соответственно при увеличении высоты полета до 11 км. Во всех этих случаях возрастает приведенный расход воз- духа и однозначно с ним связанная величина \. Именно это поз- воляет использовать параметр тс* (или мпр) как сигнал для уве- личения производительности воздухозаборника. Типичная для сверхзвуковых воздухозаборников программа регулирования, показывающая зависимость хода ^выдвижения штока, управляемого регулируемым клином (конусом), от пара- метра тс*, приведена на рис. 2.15. За 100% принято положение штО'Ка, соответствующее максимально выпущенному положению клина (конуса). Это положение соответствует максимальному числу М полета, при котором параметр тс* достигает наимень- ших значений. На взлете и при малых скоростях полета, которым соответствуют наиболее высокие значения тс*, регулируемые па- нели полностью убираются, а площадь горла максимально увели* 54 чивается. Здесь же показано - взаимное расположение границ «зуда» и помпажа воздухозаборника. - В ряде случаев, особенно для осесимметрич'ных воздухозабор- ников, одним выдвижением конуса не удается обеспечить весь диапазон потребного регулирования воздухозаборника. В этом случае после полного выдвижения конуса при еще более низких значениях \ (ЯПР) согласование1 работы воздухозаборника и дви- гателя осуществляется открытием противопомпажных створок. Противопомпажные створки используются также для повышения запаса устойчивости воздухозаборника при полетах с большими положительными или отрицательными углами атаки, а также при выключении форсажа на больших числах М полета, о чем под- робно будет сказано в § 3.4. § 2.3. ЯВЛЕНИЯ СРЫВА ПОТОКА И ПОМПАЖА КОМПРЕССОРОВ ГТД • Осевым компрессором на некоторых режимах их работы свой- ственна неустойчивая работа, называемая помпажем ком- прессора. Причиной неустойчивой работы компрессора является срыв потока с лопаток отдельных ступеней компрессора при не- расчетных условиях их обтекания. Для повышения запаса устой- чивости и исключения явлений срыва потока и помпажа компрес- сора у современных ГТД осуществляется то или иное специаль- ное их регулирование. Наиболее эффективные способы регулиро- вания— поворот лопаток спрямляющих аппаратов групп первых и последних ступеней, а также использование компрессоров двух- зальной схемы. Широко применяются также ленты перепуска воздуха из промежуточных ступеней компрессора в атмосферу. Основными параметрами, характеризующими работу многосту- пенчатого осевого компрессора, как известно, являются: расход воздуха GB в килограммах в секунду, степень повышения давле- Р'2 ния тс* ==—*- и к.п.д. компрессора УЗ*. На расчетном режиме pa- Pi - - боты каждый компрессор рассчитывается на вполне определенные значения этих параметров. Высокоэффективная и устойчивая ра- бота компрессора" на расчетном режиме обеспечивается соответст- вующим профилированием его проточной части. Оно состоит в том, что проходные сечения проточной части компрессора (а по- этому и длины лопаток) от ступени к ступени уменьшаются в со- ответствии с увеличением плотности проходящего через них воз- духа, а лопатки рабочих колес и направляющих аппаратов уста- навливаются под такими углами к потоку воздуха, при которых обтекание лопаток осуществляется без срыва, с малыми гидрав- лическими потерями и с закруткой воздуха, достаточной для по- лучения высокой напорности ступеней. Схема течения воздуха через ступень изображена на рис. 2.16, где показана проекция цилиндрических сечений лопаток направ- ляющего аппарата (НА), рабочего колеса (РК) и спрямляющего 55 аппарата (СА). Как видно, входные кромки лопаток РК и СА почти совпадают с направлением векторов скорости wi и г2. Сжа- тие воздуха обеспечивается поворотом потока, снижением при этом относительной скорости в лопатках РК от w\ до w2 и аб- А НА\ Л \ \ Л т А А. ^~ ^s< 4* Я^ 'А- и \ V \ \\.\ Рис. 2.16. Схема течения воздуха через ступень осевого компрессора солютаой скорости' в лопатках СА от с% до г3. Такая схема тече- ния реализуется на расчетных режимах работы в каждой ступени, чем обеспечиваются бессрывмое О'бтекание и согласованная ра- бота всех ступеней компрессоров. В условиях эксплуатации течение воздуха в отдельных сту- пенях многоступенчатого осевого компрессора может существенно отличаться от описанной расчетной схемы. При изменении частоты вращения ротора двигателя, скоро- сти полета, высоты полета -и температуры наружного воздуха из- меняются параметры, характеризующие работу компрессора (GB, тс*, Y)* и др.). Это является следствием изменения приведенной частоты вращения ротора и приведенного расхода воздуха через компрессор, которые следующим образом связан^ с изменением §§ действительных значений GB и п и условий на входе в компрес- сор: /288 ) ~ТГ; взо I/ т\ — V 288 ' °опр-0В 10330 Л (2.12) где Т =Г/7(1+0,2М2) —температура заторможенного потока воз- духа на входе в компрессор, которая, как видно, увеличивается на заданной высоте с ростом числа М полета. 40 50 60 70 80 90 &впруКГ/С Рис. 2.17. Характеристики осевого компрессора В теории двигателей доказывается, что указанные два пара- метра (ftnp и GBn ) однозначно определяют реж-им течения воз- духа в компрессоре и характер обтекания лопаток всех его сту- пеней. Поэтому об изменении режима работы компрессора и его параметров судят по так называемым характеристикам компрессора, представляющим собой зависимости тс* от ОВпр и ппр. Такие характеристики показаны на рис. 2.17, где р — рас- четная точка, соответствующая япр = 100%, н—р—в — рабочая ли- ния, а линия е—е — граница устойчивой работы компрессора. При- веденная частота вращения ротора выражена в процентах от рас- четного значения. 57 Нетрудно убедиться по. формулам (2.12), что при стандартных атмосферных условиях на входе в компрессор ппр = п и Ов = = GB. В то же время использование параметров япр и G, "пр пр поз- воляет судить об изменении режима работы компрессора не толь- ко при изменении п, но и при любых изменениях условий полета. Например, перемещение рабочей точки по рабочей линии вниз и 4КУ,% /5 JO ^ • х-*' 7 ^> <ч 1 / •J \ / > N ч V \ / \ «3 р 1 с 1 Е •4 ох Л ч \ "приУ у "Ч>шя 1 ^ < Ппрр ^ V ч \ W N 60 85 00 95 100 105 110 77лр,% Рис. 2.18. Зависимость запаса устойчивости компрес- сора от япр снижение тс* и GBfi на установившихся режимах работы двига- теля происходят при-уменьшении п, а в случае n = const — при возрастании числа М полета или при увеличении Тн, связанном с повышением температуры наружного воздуха, или с уменьше- нием высоты полета (если Я<11 км). Во всех этих случаях умень- шается приведенная частота вращения ротора двигателя, хотя физическая частота вращения может быть неизменной или даже может возрастать. Одним из наиболее важных в эксплуатационном отношении параметров компрессора является запас устойчивости Д/СУ. Вели- чина А/Су при каждом заданном значении параметра /гпр., харак- теризует относительное удаление рабочей точки от границы устой- чивых режимов работы компрессора и выражается обычно в про- центах. Зависимость запаса устойчивости нерегулируемого ко>м- прессора (сплошная линия) и регулируемого компрессора (штри- ховая линия) от ппр показана на р,ис. 2.18. Как видно, макси- мальный запас устойчивости достигается при мпр менее 100%, а при значительном отклонении ппр от расчетного значения А/СУ снижается, и особенно сильно у нерегулируемого компрессора. При А/Су = 0 возникает неустойчивая работа компрессора. Расположение рабочей линии н—р—0, показанное на рис. 2.17, характерно для нерегулируемого высоконапорного компрессора. Как видно,'она пересекает границу устойчивости в двух точках: в точке н при значении япря» значительно меньшем расчетного, и в точке в при япрв, большем расчетного. В первом случае режим неустойчивой работы компрессора называется . нижним сры- 58 вом (нижним помпажем), а во втором случае — верх- ним срывом (верхним помпажем). Рассмотрим физическую сущность явлений срыва потока и помпажа компрессора. Заметим, что первопричиной этих явлений служит такое рассогласование режимов работы отдельных ступе- ней осевого компрессора, при котором на его отдельных ступенях достигаются сверхкритические углы атаки. При значительном снижении япр происходит уменьшение сте- пени повышения давления компрессора. Следовательно, понижается плотность воздуха на его последних ступенях. Но проходные се- чения межлопаточных каналов последних ступеней выполнены значительно меньшими, чем первых, с учетом расчетного повыше- ния плотности воздуха в компрессоре. Тогда в рассматриваемых нерасчетных условиях работы компрессора проходные сечения на последних ступенях оказываются недостаточными, чтобы ..пропус- тить менее плотный воздух. Но поскольку через все ступени долж- но пройти одинаковое количество воздуха, осевые скорости воз- духа на последних ступенях значительно возрастают, а вследст- вие дросселирующего влияния последних ступеней осевые скоро- сти на первых ступенях резко снижаются. Углы атаки при этом на первых ступенях сильно увеличиваются, а на последних сту- пенях уменьшаются по сравнению с расчетными значениями. Та- кое рассогласование ступеней приводит к тому, что из-за возмож- ности срыва потока на первых ступенях снижается запас устойчи- вости компрессора, а нерасчетное обтекание лопаток первых и по- следних ступеней приводит к снижению его к.п.д. Треугольники скоростей на входе в первую и последнюю ступени при таком их рассогласовании (для случая л=.const) показаны на рис. 2.19 сплошными линиями. Штриховыми линиями здесь же показаны треугольники скоростей для расчетного режима. Чрезмерное уве- личение углов атаки на первых ступенях компрессора является причиной нижнего срыва (нижнего помпажа) компрессора (точ- ка н на рис. 2.17). В условиях эксплуатации такая неустойчивая работа компрессора реализуется либо при значительном уменьше- нии частоты вращения компрессора (на рис. 2.17 при п — = 83°/oftmax), либо при максимальной частоте вращения, но при высоких значениях температуры воздуха на входе в двигатель, что соответствует полету с большими числами М, особенно при жаркой погоде. При значениях /гпр, больших расчетного, величина тс* и плот- ность воздуха на последних ступенях оказываются больше по- требных. Это приводит к относительному уменьшению осевых скоростей воздуха на последних ступенях, к увеличению углов атаки и срыву потока на этих ступенях. Такие условия обтекания приводят уже к явлению верхнего срыва (верхнего помпажа) ком- прессора в момент достижения точки в на характеристике ком- прессора. Данный вид неустойчивости компрессора в условиях эксплуатации возможен, когда двигатель работает при макси- 59 малыми частоте вращения ротора, низкой температуре окружаю- щего воздуха и малых скоростях полета, т. е. тогда когда зна- чительно снижается температура воздуха rt на входе в двига- тель. Как показали исследования, возникновение и развитие срыва потока в двух рассмотренных случаях существенно различаются При верхнем срыве, когда оказываются' превышенными Л. %/ Рис. 2.19. Треугольники скоростей первой (а) и по- следней (б) ступеней осевого компрессора при «пр< "прр критические углы атаки на последних ступенях, имеющих отно- сительно небольшую длину лопаток, срыв потока возникает прак- тически одновременно по всей высоте лопатки, но захватывает не ян6™0*113™' 3 обРазУет срывную зону, занимающую около поло- 1™U ОКРУЖНОСТИ колеса- Эта зона срыва не остается свя- занной с одними и теми же лопатками, а вращается относи- тельно корпуса компрессора в сторону вращения ротора. Срывная ЛРЙ™ ИКНУВ ЯЯ последних "упенях, оказывает дросселирующее действие на впереди стоящие ступени, и срыв почти мгновемо распространяется на весь компрессор. Через орывиую зону воз° Дух из-за компрессора устремляется обратно на вход. В момент ?ЭТ~*-В°*ДуХа чер'еа °РЫВНУЮ ЗО|НУ возникает характерный хло- у?тоой?твМИиВ°пЗДУХ ВЬ1'бРасывается из-за компрессор во входное ЯП^МРННПГ. давление за компрессором падает. После кратко- оиться ГЬнТ°СТаНОВЛеНИЯ режима С'РЫВ и хлопок МОГУТ повто- SS^HuVriS » Ределенных Условиях это ярение повторяется пе- 5ен?« Лппкт "ВВДе СерИИ ХЛ°ПКОВ И интенсивных колебаний дав- ления большой амплитуды и малой частоты и называется п о м- 60 пажем компрессора. Характерным признаком помшажа компрессора у ГТД является резкое повышение температуры газа за турбиной и снижение частоты вращения ротора двигателя. При нижнем срыве, когда превышение критических углов атаки наступает в группе первых ступеней, где лопатки более длинные и условия их обтекания на разных радиусах существенно различаются, сры-в потока сначала захватывает небольшую пе- риферлйную часть лопаток. Эксперименты показывают, что и в этом случае зона срыва не охватывает периферийных сечений всех лопаток одновременно, а возникает несколько локальных зон срыва и они вращаются относительно оси компрессора. Зоны срыва постепенно распространяются на все большую часть длины лопаток. Такое постепенное развитие зон срыва, возникающих на первых ступенях компрессора, приводит к тому, что при наруше- нии устойчивой работы компрессора и возникновении нижнего помпажа отдельных хлопков может и не быть или они настолько слабы, что их не удается различить на фоне шума, создаваемого двигателем. В этом случае помпаж можно обнаружить по повы- шению температуры газов за турбиной. Вращающийся срыв на первых ступенях является источником возбуждения опасных виб- раций лопаток. Эти вибрации могут быть весьма значительными еще до появления каких-либо внешних признаков помпажа. Имея характеристики компрессора и построив линию рабочих режимов, можно определить тот диапазон изменения приведенной частоты вращения ком- прессора, в котором возможна устойчивая работа его в системе двигателя при установившихся режимах работы. Как видно на рис. 2.17, по мере приближе- ния к точкам нив расстояние между рабочей линией и границей устойчивости работы постепенно сокращается. Возьмем, например, точку /с, расположенную вблизи точки я. Формально она находится в области устойчивых режимов, но практически устойчивую работу компрессора в этой точке гарантировать нельзя. Влияние некоторых эксплуатационных факторов в определенных условиях (на- пример, пульсации потока воздуха на входе в компрессор) может привести к смещению вправо границы устойчивых режимов, и работа компрессора в точке к окажется неустойчивой. Чтобы компрессор ТРД не попадал в область режимов срыва и помпажа, необходимо иметь гарантированный запас устойчивости. Практически диапазон устойчивой работы компрессора ограничен значениями плртах и Лпрт1п» ПРИ которых запас устойчивости А/Су достигает минимально допустимых значений (рис. 2.18). Максимально допустимые величины А/СУ в условиях эксплуатации (^Кут-1П и &Kymini рис. 2.18) выбираются с учетом неравномерности и нестационарности потока на входе в компрессор, возможных забросов температуры при резком перемещении РУД, при включении и выключении форсажа, а также других факторов, способствующих возникновению срыва потока на лопатках компрес- сора. Узкий диапазон устойчивых режимов работы нерегулируемых компрессоров практически исключает возможность их использова- ния в современных ГТД. Для расширения диапазона устойчиво- сти работы компрессоров применяется их регулирование. Принцип регулирования компрессора поворотом лопаток НА со- стоит в поддержании углов атаки потока на лопатках рабочих ко- лес регулируемых ступеней вблизи расчетных значений. 61 Как указывалось, при очень значительном снижении приведен- ной частоты вращения по сравнению с расчетной у нерегулируе- мого компрессора значительно увеличиваются углы атаки потока на первых и уменьшаются на последних ступенях. Это несоот- ветствие углов атаки их расчетным значениям может быть устра- нено поворотом регулируемых направляющих аппаратов в группе *г */0 0 -/0 -20 *зо V \ \ О \ s / / /*,т / 0 60 70 80 SO Л„п Рис. -2.20. Изменение углов установки лопаток на- правляющих аппаратов первой и последней ступеней 0'ст и 0*ст от п^ первых ступеней на прикрытие, а в группе последних ступеней — на открытие. Режимы р'аботы средних ступеней мало отличаются от расчетных, поэтому OIHH не нуждаются в регулировании. Поворот лопаток направляющих аппаратов и плавное измене- ние углов их установки осуществляется специальной системой ре- гулирования. Углы поворота лопаток задаются в зависимости от приведенной частоты вращения ротора двигателя и контролиру- ются обычно по положению лопаток первой (I) и последней (г) ступеней. Характер зависимости изменения углов ®- первой и в^ст последней ступеней от ппр показан на рис. 2.20. На частоте вращения, близкой к малому газу, перестановка НА последних ступеней на 0 = 0 (их возвращение к расчетному положению) про- изводится в целях уменьшения расхода воздуха через компрессор при запуске двигателя и улучшения условий запуска. Величины углов установки- лопаток других регулируемых сту- пеней определяются постоянными передаточными соотношениями, заложенными в механизме привода. Чем значительнее регулируе- мая ступень удалена от первой или последней ступени, тем *на 62 меньшие углы требуется поворачивать лопатки ее НА для обеспе- чения устойчивой и эффективной работы компрессора. Применение компрессора двухзальной схемы также можно рассматривать как один из способов обеспечения устойчивой и эффективной работы многоступенчатого осевого компрессора. В этом случае компрессор подразделяется на две группы ступеней (два каскада) —низкого и высокого давлений, п> % каждая из которых имеет самостоятельный привод от своей ступени (груп- пы ступеней) турбины. При этом один высоко- напорный компрессор за- меняется двумя последо- вательно расположенны- ми компрессорами — ком- прессором низкого давле- ния (КНД) и компрессо- ром высокого давления (КВД), каждый из ко- торых имеет независи- мый привод от собствен- ной турбины. Схема двух- вального ТРДФ дана на рис. 2.1. Для простоты рас- суждений предположим, что на расчетном режиме частота вращения обоих компрессоров одинакова. В этом случае при уменьшении приведенных частот вращения, например при уменьшении подачи топлива GT, так же как при одновальном компрессоре, на первых ступенях углы атаки потока увеличатся, а на последних ступенях уменьшатся. Но такое изменение углов атаки потока на первых и последних ступенях приводит к изменению аэродинамических сил, действующих на их лопатки, вследствие чего первые ступени будут затяжеляться, а последние облегчаться, потребная мощность, необходимая для вращения первых ступеней, будет увеличиваться, а последних — уменьшаться. Поскольку распределение мощностей между ступенями турби- ны в широком диапазоне режимов работы двигателя остается неизменным, на частотах вращения, меньших расчетной (соответ- ствующих точ!ке А на рис. 2.21), у КНД частота вращения умень- шается до п\, а у КВД увеличивается до я2. Расход воздуха через двигатель при этом останется почти неизменным, так как влия- ние на него возрастания частоты вращения КВД будет компен- сировано падением частоты вращения КНД. Но относительно бо- лее сильное снижение окружных скоростей на первых ступенях приведет к уменьшению углов атаки потока на этих ступенях и 63 /00 Gr Рис. 2.21. Изменение частоты вращения рото- ров при изменении расхода топлива в двух- вальном ТРД rtdBblcHf запас устойчивости КМД. В ступенях КВД относитель- ное увеличение окружных скоростей приведет к возрастанию уг- лов атаки, что "также благоприятно отразится на его работе. Таким образом, компрессоры двухзальных ТРД обладают свойством саморегулирования, в результате чего углы атаки у них как на первых, так и на последних ступенях при изменении ре- жима работы двигателя в меньшей степени отклоняются от рас- четных, чем у одновальных нерегулируемых компрессоров. На первых ТРД и ТРДФ для регулирования компрессора ши- роко применялись ленты перепуска воздуха из средних ступеней компрессора в атмосферу. Открытие лент перепуска воздуха на режимах пониженных приведенных оборотов приводит к возраста- нию осевых скоростей и к уменьшению углов атаки на первых ступенях, к уменьшению осевых скоростей и увеличению углов атаки на последних ступенях, что уменьшает рассогласование сту- пеней и повышает запас устойчивости компрессора. Но выпуск из компрессора сжатого воздуха в атмосферу приводит к уменьше- нию тяги и ухудшению экономичности двигателя на режимах с включенным перепуском, вследствие чего этот способ регулирова- ния неэффективен на основных эксплуатационных режимах ра- боты двигателя. § 2.4. ОСОБЕННОСТИ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА КАМЕР СГОРАНИЯ И НЕУСТОЙЧИВЫЕ РЕЖИМЫ ИХ РАБОТЫ Основным требованием, предъявляемым к камерам сгорания, является обеспечение устойчивого процесса горения на всех ре- жимах работы двигателя. Важное значение имеет также требо- вание безотказного запуска (розжига) основных и форсажных камер сгорания в условиях полета, что необходимо для обеспе- чения повторного запуска двигателя при его самовыключении в воздухе и для надежного включения форсажа. Основные камеры сгорания у различных двигателей имеют разнообразное конструктивное выполнение. Но, несмотря на это разнообразие, процесс горения в них происходит на основе одних и тех же принципов. Режим работы камеры сгорания и температура на выходе из нее в первую очередь зависят от коэффициента избытка воздуха а, который представляет собой отношение действительного количе- ства воздуха, участвующего в процессе горения, к количеству воз- духа, теоретически необходимому для полного сгорания топлива. Основные камеры сгорания работают при очень высоких вели- чинах суммарных коэффициентов избытка воздуха а, достигаю- щих 2,5—3,5, что вытекает из необходимости обеспечения отно- сительно невысокой допустимой температуры газа перед турби- ной. При таких значениях а однородная гомогенная смесь не воспламеняется и не горит. С другой стороны, для уменьшения размеров камер сгорания средняя скорость потока воздуха (топ- ливозоздушной смеси) в них очень велика. Она превышает ш> G4 рость распространения пламени, которое, если не принять специ- альных мер, будет унесено потоком за пределы камеры. Поэтому в основе процесса горения топлива в основных каме- рах ГТД лежат, как известно, два принципа: разделение всего по- тока воздуха на первичный и вторичный и осуществление стаби- лизации пламени за счет создания зоны обратных токов. Конкретные формы реализации этих принципов могут быть различными. На рлс. 2.22 показана схема трубчато-кольцевой ка- меры сгорания с лопаточным завихрителем. *т\ Рис. 2.22. Схема процесса горения в основной камере сгорания: / — жаровая труба; 2 — кожух; 3 — топливная форсунка; 4 — диф- фузор; 5 «•-- лопаточный завихритель Первичный пото'К воздуха GB поступает через передние ряды отверстий в стенках жаровой трубы непосредственно к месту рас- положения форсунки, где впрыскивается все топливо и создается богатая горючая смесь (ai«0,7-5-0,8). Этим обеспечивается высо- кая скорость сгорания и широкий диапазон устойчивого горения. Температура газа в зоне горения достигает 2000—2300 К. В пре- делах этой зоны процесс горения в основном завершается, поэто- му ее называют зоной горения. Вторичный поток воздуха GB подводится через задние ряды отверстий и служит для понижения температуры продуктов сго- рания до допустимой для лопаток турбины величины вследствие перемешивания продуктов сгорания с относительно более холод- ным вторичным воздухом. Эта часть камеры получила название зоны смешения. Нужно отметить, что та часть топлива, которая не успе- вает сгореть в зоне горения, в зоне смешения уже практически не сгорает, так как температура газа в этой зоне (и соответственно скорость протекания химических реакций) резко снижается. Чис- ло и расположение отверстий для подвода вторичного воздуха под- бираются так, чтобы обеспечить надежное охлаждение жаровой трубы и желаемое поле температур перед турбиной. Создание зоны обратных токов в камере, выполненной по схе- ме, показанной на рис. 2.22, достигается тем, что некоторая часть 65 первичного воздуха поступает в зону горения через завихритель 5, в котором закручивается и образует вращающийся вокруг оси ка- меры воздушный вихрь. При этом у оси жаровой трубы создается область пониженного давления. В эту область устремляется поток из средней части камеры, что создает обратные токи. В зоне обратных токов текущие против основного потока го- рячие газы служат источником тепла, необходимого для испаре- ния топлива и воспламенения образовавшейся смеси, а малые осевые скорости воздуха вблизи границы зоны обратных токов создают благоприятные условия для горения. Поэтому основная масса топлива воспламеняется, и сгорает в области, непосредст- венно примыкающей к зоне обратных-токов. В ряде авиационных ГТД применяются также другие типы камер сгорания — без завихрителя. В этих камерах передняя стенка жаровой трубы не имеет отверстий, а первичный воздух подводится в основном через боковые отверстия, размещенные на некотором расстоянии от форсунки вниз по потоку. Втекающие в эти отверстия струи воздуха создают зону обратных токов за счет вихревого движения от сил трения в глухой передней части жа- ровой трубы. Преимущество таких камер сгорания — более низкие гидравлические потери. Отметим некоторые особенности процесса запуска (розжига) основных камер сгорания ГТД. Воспламенение топлива в камере сгорания при запуске осуществляется пусковым блоком, состоя- щим из пусковой форсунки и запальной электрической св'ечи. Про- цесс воспламенения поступающего в камеру сгорания топлива при запуске двигателя осуществляется следующим образом. Вна- чале обеспечивается воспламенение топлива в пусковом блоке и создание пускового факела. От это^о факела происходит поджи- гание основного топлива у той горелки, около которой установ- лен пусковой блок, и уже после этого распространение (пере- броска) плам-ени на остальные горелки. Обычно трубчато-кольцевые камеры сгорания состоят из не- скольких жаровых труб, а пусковые блоки установлены не на всех трубах. Для обеспечения запуска всей камеры между жаровыми трубами устанавливаются пламеперебрасывающие патрубки. Наи- лучшие условия для переброски пламени — в кольцевых камерах сгорания, что является их важным преимуществом. Понижение давления и температуры воздуха, поступающего в камеру сгорания, резко сужает пределы воспламеняемости тол- ливовоздушной смеси. Поэтому розжиг камеры при запуске дви- гателя на больших высотах затрудняется, что является причиной введения ограничений по максимальной высоте надежного запус- ка. Подпитка пусковых блоков кислородом существенно расши- ряет пределы воспламеняемости смеси и повышает мощность пус* кового факела, являясь эффективным средством увеличения мак- симальной высоты надежного запуска%двигателя в полете. Для оценки надежности работы основных камер сгорания важ- нейшее значение имеют их срывные характеристику. Они уста- 66 навливают границы срыва пламени в камере сгорания в зависи- мости от основных параметров, влияющих на ее работу. К числу этих параметров относятся коэффициент избытка воздуха, а так- же скорость, давление и температура воздуха на входе в камеру сгорания. На установившихся режимах работы двигателя коэффициент избытка воздуха а обычно изменяется в сравнительно неболь- ших пределах, как показано <*| & tf *** ъ*& м«** иБогатпый"орЬ1'6 \ пламени mm п м.г л„ Рис. 2.23. Изменение коэффициента из- бытка воздуха а в зависимости от ча- стоты вращения ротора двигателя п: 1 — на установившихся режимах; 2—при умеренном темпе увеличения /г; 3 — при недо- пустимо быстром тгмпе увеличения я; 4 — при быстром уменьшении п линией 1 на рис. 2.23. Но при резком перемещении РУД на увеличение (линия 2) или уменьшение (линия 4) подачи топлива коэффициент а, как видно из рис. 2.23, изменяется в широких пределах. При уве- личении подачи топлива на ре- жимах разгона ротора он уменьшается, а при снижении подачи топлива на режимах сброса оборотов резко увели- чивается. Значительное обога- щение или обеднение смеси приводит к нарушению • пра- вильности рабочего процесса камеры сгорания, что вызы- вает вначале ухудшение пол- ноты сгорания топлива, а за- тем при некоторых предельных значениях amin и ctmax прекращение горения — происходит срыв пла- мени. Рассмотрим причины этого явления. При значительном снижении а происходит переобогащение зо- ны горения топливом, в результате которого из-за недостатка кислорода топливо сгорает в ней не полностью. При чрезмерном переобогащении зоны горения .наступает резкое снижение темпе- ратуры газов в зоне обратных токов, результатом которого яв- ляется прекращение горения (срыв пламени). Величину amin, при которой наступает так. .называемый «богатый» срыв пламени, на- зывают границей «богатого» срыв а. При увеличении а зона горения обедняется и содержит вполне достаточное количество кислорода для обеспечения полного сго- рания. Но скорость горения при этом падает, в результате чего часть горючей- смеси не успевает сгореть полностью. При слиш- ком большом обеднении смеси температура зоны обратных то- ков падает настолько, что ее поджигающая способность ста- новится недостаточной и наступает «бедный» срыв пламени. Вели- чину атах, при которой наступает «бедный» срыв пламени, назы- вают границе и «бедного» срыва. Снижение давления на входе в камеру сгорания приводит к уменьшению степени турбулентности потока и вследствие этого к 67 50 40 30 20 /0 замедлению процессов передачи тепла, смешения топлива с вЬЗду- хом и в конечном счете к снижению скорости распространения пламени. Отрицательно влияет на процесс горения также умень- шение температуры воздуха на входе в камеру сгорания, так как заметно ухудшается испарение топлива. Это приводит к сужению диапазона устойчивой работы камеры сгорания на больших вы- сотах вследствие уменьше- ния остах и некоторого уве- ЛИЧеНИЯ amin. Кроме того, при умень- шении давления, и соответ- ственно плотности воздуха на входе в камеру сгорания уменьшается расход воздуха и пропорционально ему па- дает расход топлива. Это требует снижения перепада давлений на форсунках, что ведет к ухудшению качества распыла топлива. В условиях эксплуата- ции силовых установок влия- ние указанных факторов на границы срыва вызывает снижение диапазона устой- чивой работы основных камер сгорания при полете на больших высотах. На рис. 2.24 показана качест- венная зависимость измене- ния границ «бедного» и «бо- гатого» срыва от высоты полета. На малых высотах, как видно, величина атах—50-5-60, т. е. допустимые коэффициенты а столь велики, что недостижимы в условиях нормальной работы топливо- регулирующей аппаратуры. Согласно этому amin~l,2-.-l,5, что соответствует недопустимо высоким температурам газа перед тур- биной. Но при увеличении высоты полета значения атах заметно снижаются. Поэтому для исключения возможности срыва пламени при резкой уборке РУД двигатели снабжаются устройством, не допускающим уменьшения расхода топлива через форсунки ниже некоторого минимально допустимого значения, выбранного с та- ким расчетом, чтобы соответствующие ему значения а в любых условиях полета не превышали атах. Поддержание давления топлива перед форсунками на режи- мах малого газа на уровне не ниже минимально допустимого в некотором диапазоне высот приводит к увеличению частоты вра- щения малого газа /гм.г с высотой. В эксплуатации отмечаются случаи срыва пламени в основных камерах сгорания и самовыключения двигателя пр,и планирова- 68 ^c л ч, N N^crx i fe» N '<(, \ *_. A iiarta^ m%™ petiux JH \ VS _ 2/j зого по<*—- fc П > \ л*38& k 8 12 16 Я.ЮЙ Рис. 2.24. Изменение атах и атщ по вы- соте полета нии самолета с больших высот полета через несколько секунд после установки РУД в положение МАЛЫЙ ГАЗ. Физическая сущность этого явления состоит в том, что при дросселировании двигателя давление подачи топлива быстро падает, что ведет в силу инерционности к кратковременному снижению частоты вра- щения до значений, меньших пм.г. Затем регулятор подачи топ- лива интенсивно восстанавливает частоту вращения до /гм.г. На больших высотах из-за плохого качества распыла топлива и низ- ких значений температуры и давления воздуха на входе в ка- меру сгорания такое кратковременное обеднение и последующее интенсивное обогащение смеси приводит к срыву пламени и вы- ключению двигателя. На некоторых самолетах имеются автоматические устройства, не позволяющие летчику на больших высотах переводить РУД в положение ПОЛЕТНЫЙ МАЛЫЙ ГАЗ, или вводится ограничение по дросселированию двигателя на больших высотах. Рассмотрим особенности организации рабочего процесса и причины возникновения неустойчивой работы форсажных камер сгорания. Форсажные камеры по условиям смесеобразования и горения топлива отличаются от основных камер тем, что значения ко- эффициента избытка воздуха для них (он определяется по сум- марному расходу топлива в основной и форсажной камерах и обозначается а.,) обычно составляют 1,1 —1,8, т. е. находятся в пределах надежного воспламенения и устойчивого горения керо- сино-воздушных смесей. В связи с этим форсажные Камары не разделяются на зону горения и зону смешения. Но в них (из-за отсутствия больших избытков воздуха) уделяется значительное внимание распределению топлива по объему камеры. Поэтому в форсажных камерах обычно устанавливается большое число (не- сколько десятков) форсунок как центробежных, так и струйных, объединенных несколькими топливными коллекторами. Стабили- зация пламени обеспечивается сравнительно небольшими зонами обратных токов, создаваемыми за кольцевыми стабилизаторами 3 (рис. 2.25). Форсунки располагают при этом так, что часть впрыс- киваемого топлива попадает непосредственно на поверхность ста- билизаторов и образует на ней жидкую пленку, которая затем стекает с задних кромок стабилизаторов. Благодаря этому в сле- де за стабилизаторами создается зона богатой смеси, наличие которой повышает устойчивость горения. Розжиг форсажной камеры осуществляется с помощью специ- ального пускового воспламенителя 4, питаемо'Го воздухом от ком- прессора и снабженного электрической свечой. Факел пламени, создаваемый этим воспламенителем, поджигает смесь, находя- щуюся в зоне обратных токов у внешнего стабилизатора, откуда пламя перебрасывается по радиальным желобам на все стаби- ^изаторы. На ряде двигателей пусковые воспламенители устанав- ливаются у обреза центрального обтекателя диска турбины. 69 Для защиты стенок форсажной камеры от прогара за стаби- лизаторами устанавливается теплозащитный и антивибрационный экран 5, омываемый снаружи сравнительно холодным потоком газа, выходящего из турбины в периферийной ее части. Для ох- лаждения кожуха 6 форсажной камеры последняя4 снаружи об- дувается в полете воздухом, подаваемым под капот двигателя. ш -4 /6 5 Рие. 2.25. Схема возникновения вибрационного горе- ния: /, 2 — положения фронта пламени; 3 —- кольцевые стабили- заторы; 4 — пусковой воспламенитель; $ — антивибрацион- ' ный экран; 6 — кожух форсажной камеры Одной из серьезных трудностей, которую приходится преодо- левать при создании форсажных камер, является возникновение особой неустойчивости в их работе, называемой вибрацион- ным горением. Вибрационное горение проявляется в виде вы- сокочастотных колебаний давления, сопровождаемых часто рез- ким звуком высокого тона. Возникшие колебания вызывают виб- рации элементов конструкции камеры, а также ведут к повыше- нию температуры ее деталей. Суммарное воздействие этих фак- торов может быть причиной разрушения камеры. Вибрационное горение обычно возникает на таких режимах ра- боты, при которых коэффициент. избытка воздуха в камере ста- новится ниже 1,1 — 1,2, а давление в камере вели'ко. Как уста- новлено, вибрационное горение является автоколебательным про- цессом, протекающим в газе, находящемся э камере сгорания. Рассмотрим подробнее механизмы..возникновения вибрационного горения. Фронт пламени в форсажной камере с кольцевыми стабилизаторами можно представить в виде нескольких усеченных конусов, опирающихся своей верши- пой на стабилизатор (рис. 2.25}.. Наклон образующих этих конусов "зависит от соотношения скорости потока и скорости распространения пламени. Если по какой-либо причине скорость потока возрастет, поверхность фронта пламени увеличивается (она перейдет из положения 1 в положение 2). Но увеличение поверхности фронта пламени приведет к увеличению количества смеси, сгораю- щей в единицу времени, т. е, к увеличению> интенсивности газообразования. А это при неизменной площади критического сечения сопла приведет к повышению дав- ления перед соплом и к возникновению волны давления, распространяющейся от сопла, к турбине. При прохождении мимо места расположения стабилизато- ров эта волна вызовет уменьшение местной скорости потока и, следовательно, уменьшение поверхности фронта пламени и тепловыделения. 70 Вибрацион- ное горение famin------- Рис. 2.26. Срывная характеристика фор- сажной камеры Изменение тепловыделения и давления в потоке газа происходит с запазды- ванием по времени относительно изменения скорости потока. В том случае, когда волна давления, идущая от сопла, приходит к месту расположения ста- билизатора с таким запаздыванием, при котором увеличение скорости потока успело смениться ее уменьшением, возникает резонанс, ведущий к раскачке ко- лебаний до недопустимых пределов. При малых подводах энергии во фронте пламени возникающие колебания давления затухают и не оказывают заметного влияния на процесс горения. Но при малых <х? и высоком давлении в камере дополнительный подвод энергии во фронте пламени при резонансных колебаниях усиливается и при опре- деленных условиях ^становится боль- ше, чем ее рассеивание. В этом слу- чае амплитуда колебаний резко уве- личивается до опасных значений, т. е. возникает вибрационное горение. Наиболее опасными с точки зрения вибрационного горения являются режимы'полета у зем- ли с максимальной скоростью, когда давление в форсажной камере достигает наиболее вы- соких значений. Основным спо- собом предотвращения вибра- ционного горения в форсаж- ных камерах является установка антивибрационного экрана 5 с перфорированными стенками в районе, где фронт пламени при- ближается к стенкам камеры. Такой экран помимо акустического демпфирования осуществляет гашение колебаний вследствие по- глощения энергии колебательного движения потока при его пере- текании через отверстия. Срывные характеристики форсажных камер сгорания качест- венно аналогичны срывным характеристикам основных камер сго- рания. Главными факторами, влияющими на срыв пламени в фор- сажных камерах, являются коэффициент избытка воздуха ах и давление на входе в форсажную камеру р\ . При уменьшении «2 в форсажной камере появляются зоны, переобогащенные топли- вом, что приводит к неполному сгоранию топлива и снижению температуры в зонах обратных токов. При а? <1,1-5-1,2 вслед за появлением вибрационного горения может наступить «богатый» срыв. При увеличении а., происходит уменьшение скорости рас- пространения пламени из-за обеднения смеси. Кроме того, часть топлива еще до подхода к фронту пламени успевает испариться и перемешаться с выходящими из турбины газами, образуя смесь негорючей концентрации. Уменьшение давления на входе в форсажную камеру приводит к снижению скорости горения и полноты сгорания. С другой сто- роны, с уменьшением этого давления снижается расход воздуха через двигатель, а следовательно, и потребный расход топлива. Это приводит к снижению давления форсажного топлива и к ухуд- 71 шению качества его распыла. Именно по этой причине при сниже- нии давления /?* сокращается диапазон устойчивых режимов ра- боты форсажных камер. На рис. 2.26 приведена срывная характе- ристика форсажной камеры, представляющая собой зависимость диапазона устойчивой работы камеры по аБ от давления р\ за турбиной. Как видно, при понижении р\ диапазон устойчивой ра- боты камеры сужается (в основном за счет смещения границы «бедного» срыва), а при давлении, меньшем Р\ * устойчивая ее работа уже не обеспечивается при любом а-,. Следовательно, в условиях полета на больших высотах устойчивая работа форсаж- ной камеры может быть обеспечена лишь в узком диапазоне ре- жимов работы двигателя (например, только на режиме полного форсажа), а в случае ее выключения повторный розжиг может оказаться возможным только после уменьшения высоты. ГЛАВА 3 ХАРАКТЕРИСТИКИ И ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ § 3.1. ОСОБЕННОСТИ РЕГУЛИРОВАНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ И КОНТРОЛЯ ЗА ИХ РАБОТОЙ Основными режимами работы ТРД, задаваемыми положением РУД, являются: земной малый газ, полетный малый газ, крейсер* ский режим, номинальный режим и максимальный режим. У ТРДФ помимо указанных установлены еще режимы минималь- ного форсажа, частичного форсажа и полного форсажа. Режимы работы двигателя устанавливаются в соответствии с требуемыми режимами полета. При этом для правильного расхо- дования ресурса двигателя обычно нормируется суммарная нара- ботка двигателя в полете на максимальном и всех форсажных ре- жимах. Это время указывается в инструкции по эксплуатации и составляет не более 30—35% общего ресурса двигателя. Его учет необходимо вести по записям в формуляре самолета. Иногда ограничивается допустимое время непрерывной работы двигателя на отдельных наиболее напряженных режимах. Напри- мер, на земле допускается работа на режиме «Малый газ» обычно не более 10 мин, так как на этом режиме охлаждение двигателя становится недостаточно эффективным. По этим же причинам включение форсажа при опробовании двигателя на земле обычно ограничено временем не более 15—20 с. У некоторых двигателей имеются ограничения по длительности непрерывного использова- ния режимов полного форсажа и максимала либо во всех усло- виях полета (не более 20—30 мин), либо только при полете на больших скоростях и на малых высотах. Основные показатели силовой установки — тяга и удельный расход топлива — в условиях полета при том или ином заданном режиме работы двигателя, устанавливаемом с помощью РУД, су- щественно зависят от принятого закона его регулирования. Применяемые на двигателях системы управления и регулиро- вания выполняют следующие задачи: — установление требуемого режима работы двигателя для обеспечения заданного режима полета; 73 — автоматическое поддержание в условиях полета установлен- ного режима работы двигателя при заданном положении РУД; — быстрый и устойчивый перевод двигателя с одного режима на другой при изменении положения РУД; — обеспечение устойчивой работы двигателя на всех режимах и защита его от механических и тепловых перегрузок. Система регулирования должна обеспечивать также высокие значения тяг на максимальных и форсажных режимах и малые удельные расходы топлива на пониженных (крейсерских) режи- мах. Эти требования обеспечиваются выбором соответствующих программ регулирования и установлением с помощью последних наивыгоднейших для каждого заданного режима значений пара- метров процесса. Тяга и экономичность ТРДФ при заданных условиях полета определяются заданием трех основных параметров процесса: сте- пени повышения давления компрессора тс*, температуры перед турбиной Т* и температуры в форсажной камере -T?. Следует за- метить, что у газотурбинных двигателей величина тс*э как правило, определяется частотой вращения ротора двигателя п, которую бо- лее удобно использовать как регулируемый параметр, так как она может быть проще и точнее измерена. Кроме того, от частоты вращения зависят напряжения, возникающие в деталях роторов двигателя, что делает его эффективным средством контроля и ог- раничения механических нагрузок. Температуры газа 7^ и Т1* оп- ределяют тепловые нагрузки.на элементы двигателя. Именно по совокупности указанных свойств параметры п, Т1 и Т*ф принято называть основными регулируемыми параметрами ТРДФ. Основными регулируемыми параметрами ТРД являются п и Т*3. Заметим, что помимо основных регулируемых параметров, оп- ределяющих процесс двигателя, у современных ТРД и ТРДФ им-еется ряд вспомогательных регулируемых параметров, с помощью которых обеспечивается поддержание устойчивой и эффективной работы основных элементов двигателя. Регулированием по этим параметрам удается обеспечить устойчивую работу двигателя, улуч- шить его тяговые и экономические показатели и т. п., но они не яв- ляются основным средством воздействия на рабочий процесс дви- гателя. Закон изменения основных регулируемых параметров в зави- симости от внешних возмущающих воздействий и положения РУД, осуществляемый системой регулирования двигателя, принято на- зывать программой регулирования. К вйешним возму- щающим воздействиям относят скорость полета, высоту полета и атмосферные условия. Прежде чем перейти к рассмотрению, возможных программ ре- гулирования ТРД и ТРДФ, рассмотрим те средства, с помощью которых может осуществляться воздействие на регулируемые па- 74. раметры и через них на рабочий процесс двигателя. Такие сред- ства .воздействия на регулируемые параметры называются регу- лирующими факторами. Основными регулирующими фак- торами для ТРДФ являются расход топлива через основную и форсажную камеры сгорания и площадь критического сечения сопла. Для "независимого изменения всех регулируемых параметров нужно иметь число регулирующих факторов, равное числу регу- лируемых параметров. Чаще всего на современных ТРДФ приме- няется система воздействия расходом основного топлива GT на п, площадью FKp на Т* и расходом форсажного топлива GT. ф на 7'*. Рассмотрим программы регулирования одновальных ТРД и ТРДФ, применяемых на режимах «Мак-симал» и «Полный фор- саж». На этих режимах обеспечивается максимальная тяга дви- гателя, и они широко используются при взлете, наборе высоты, разгоне и совершении маневров. Получение максимальной тяги двигателя на этих режимах обеспечивается при максимальной ча- стоте вращения ротора, максимальной температуре газа перед турбиной и в случае включенного форсажа при наибольшей тем- пературе .Г!. Поэтому для получения максимально возможной тяги при различных скоростях и высотах полета и при неизмен- ном положении РУД теоретически у ТРДФ необходимо поддержи- вать постоянными (максимальными) частоту вращения, темпера- туру газа перед турбиной и темлературу форсажа, т. е. осуществ- лять программу регулирования п = л = const; Г3 = Т; = const; Г. = Г. = const. (3.1) max J dmax ф Фщах v Для осуществления указанной программы регулирования ис- пользуются три регулирующих фактора: GT, FKp и GT. ф. Программа регулирования (3.1) позволяет наиболее полно использовать возможности двигателя с точки зрения получения максимальной "тяги. Это объясняется тем, что увеличение любых из указанных регулируемых параметров приводит к превышению дрпустимых механических и тепловых нагрузок на двигатель, а их снижение означает недостаточное использование возможностей двигателя. Однако реализация рассмотренной программы регули- рования встречает значительные трудности, так как требует не- посредственного измерения и регулирования кроме частоты вра- щения ротора также температур Т* и Г*. Этому препятствуют сложность создания надежно работающих малоинерционных дат- чиков высоких температур и значительная неравномерность полей температур. Более простой в реализации и незначительно отличающейся от указанной является программа регулирования 0Т. л = const; П = const; —г-= const. (3.2) Р2 75 В этом случае с помощью ряда термопар, установленных за турбиной, измеряется и поддерживается неизменной (максимально допустимой) осредненная величина температуры газа за турби- ной Г*, которая на 250—300° ниже температуры Т*. При этом, как показывает практика, температура газа перед турбиной при условии 7^= const оказывается практически неизменной. Регули- рование же расхода форсажного топлива GT. ф, пропорционального давлению р\ за компрессором, обеспечивает практическое по- стоянство температуры газа в форсажной камере. На бесфорсажных режимах поддержание в условиях полетев наибольшей тяги обеспечивается применением программы регу- лирования п = const; Tl = const (3.3) или более простой в реализации программы п = const; Т\ = const. (3.4) Для осуществления любой из этих программ используются два регулирующих фактора: GT и -ГКр. Широко использовалась также более простая программа регу- лирования, при которой регулирование подали топлива осуществ- ляется только поддержанием максимальной частоты вращения ро- тора, что вообще исключает прямые измерения температуры газа за турбиной. Эту программу регулирования условно записывают следующим образом: п = const (FKp = const). (3.5) При программе регулирования (3.5) температура газа перед турбиной уже не остается строго постоянной. Ее изменение зави- сит от особенностей протекания характеристик компрессора и ус- ловий его регулирования. В ряде случаев это изменение темпера- туры Т* получается небольшим и может быть допущено в усло- виях эксплуатации. В других случаях превышение допустимой температуры, возможное на отдельных режимах полета, может быть исключено запрещением полетов на этих режимах. У ТРДФ, имеющих на бесфорсажных режимах программу ре- гулирования (3.5), для режимов форсажа широко применяется уп- рощенная программа регулирования п = const; я* = const (F^.$ = const), (3.6) * Рз где тс* = —j—степень расширения газа в турбине. -°4 Обычно условие тс* = const при n = const обеспечивает неизмен- ность режима работы турбокомпрессора при включении форсажа. Поэтому и на форсажных режимах выполняется условие Т\& «-const. В таком случае у некоторых двигателей сохраняется почти неизменной температура -TJ, (с точностью 3—5%). 76 Программы регул-ирования, рассмотренные для ТРД примени- тельно к максимальному режиму, а для ТРДФ применительно к режиму полного форсажа, используются и на других режимах ра- боты двигателя, Но в этом случае поддерживаются постоянными не максимальные, а пониженные значения основных регулируемых параметров. На современных двигателях встречаются и более сложные программы регулирования. Их применение вызывается необходи- мостью учета реальных характеристик элементов двигателя, тре- бованиями его форсирования по тяге в определенных диапазонах чисел М полета (для улучшения летных свойств самолета), учетом ограничений по прочности, условиями охлаждения элементов кон- струкции и др. Например, для увеличения тяги двигателя на больших скоростях полета может быть предусмотрено скачкооб- разное увеличение частоты вращения его ротора при числах М, больших определенного значения. Это явление, называемое рас- круткой ротора, может произойти при одновременном повышении температуры Т* (например, при /7Кр = const) или при неизменной величине Т* (за счет увеличения площади Ркр и тс* в момент раскрутки ротора). Примером программы регулирования, учитывающей снижение эффективности системы охлаждения турбины с ростом числа М полета, может служить программа n = const; T*^ = 1j (T*\, где с рос- том Т[ допустимая температура 7^ снижается. Необходимость снижения температуры газа за турбиной при высоких значениях температуры воздуха на входе в двигатель может быть вызвана тем, что по мере роста Т* увеличивается температура воздуха за компрессором Г*, используемого для охлаждения лопаток тур- бины. У двухвальных двигателег может быть применено большее раз- нообразие программ регулирования, что объясняется различием частот вращения роторов низкого давления п\ и высокого давле- ния п2. При отсутствии всережимного регулирования площади -РКр мо- гут рассматриваться три варианта программ регулирования двух- зального ТРД: Т*4 = const (FKp = const) (А); я2 =-- const (FKp = const) (Б); (3.7) /Zj = const (_FKP = const) (B). В каждой из этих программ из трех регулируемых парамет- ров Г*, п\ и п2 только один поддерживается на уровне его макси- мально допустимого значения, а два других изменяются. Их изме- нение определяется только величиной температуры Т* на входе в двигатель. Характер этого изменения получается таким, как по- казано на рис. 3.1, где дано изменение в процентах п\, п2 и Т*. 77 550 300 350 400 450 Т? а П/,Я2*7У!;% ш $5 250 300 3SO 400 450 Г<* 6 Я/,л2»7У?% SS ш Too 3S6 т Ж 6 Рис. 3.1. Относительное изменение регулируемых параме- тров двухвального двигателя при трех программах регули- рования 78 При программе регулирования А с увеличением темпера- туры Т* частота вращения п2 КВД увеличивается, а п\ КНД уменьшается (рис. 3.1,а). Объясняется это тем, что с увеличе- нием Т* снижается \ компрессора, что приводит, как указыва- лось ранее, к определенному рассогласованию работы его первых и последних ступеней. На первых ступенях наблюдается увеличе- ние углов атаки потока, а следовательно, и потребной работы на привод КНД при «i = const. На последних ступенях углы атаки уменьшаются и снижается работа, требуемая для привода КВД с /i2 = const. Именно в результате этого п\ уменьшается, а п2 уве- личивается, что приводит к увеличению скольжения роторов 5 = = n2/ni при возрастании температуры 7^. Если требуется обеспечить п2 = const при увеличении темпера- туры 7"*, то, очевидно, нужно несколько снижать с ростом Т* температуру Т* и соответственно Т* Поэтому при программе регулирования Б снижается температура Т* и в еще большей сте- пени, чем при программе регулирования Л, уменьшается частота вращения п\ КНД, как это видно из рис. 3.1,6. При программе регулирования В для выполнения условия п{ = const требуется при возрастании температуры Т* увеличивать температуру газа перед турбиной, п<ри этом повышается частота вращения ротора КВД п2 и увеличивается 7^ (рис. 3.1, в). Программа регулирования А позволяет наиболее полно исполь- зовать температурные возможности двигателя (ш температуре 7р и дает относительно небольшие отклонения п\ и п2 от 100% (на рис. 3.1 за 100% приняты их значения при 7"* =288 К). Для сверхзвуковых самолетов более целесообразной может ока- заться программа регулирования В. Раскрутка ротора высокого давления при увеличении числа М полета и обеспечиваемое этим увеличение температуры 7* являются благоприятным фактором, так как приводят к повышению тяги на режимах разшна само- лета. Но программа регулирования В применима только до тех пор, пока п2 и 7^ не достигнут максимально допустимых значе- ний. Начиная с этого момента возникает необходимость ограниче- ния величин указанных параметров путем перехода на программу регулирования Б или А. При наличии всережимного регулирования площади Ркр могут быть применены программы регулирования, обеспечивающие за- дание двух регулируемых параметров турбокомпрессора. Напри- мер, взамен программы регулирования В может быть применена программа л,. = const; Г4 = const (Г). (3.70 Такая программа обеспечивает использование предельных воз- можностей двигателя по температуре на всех режимах полета. 79 При программе регулирования Г с увеличением температуры Т* для предотвращения увеличения Т* (и соответственно Т/f] не- обходимо увеличить площадь Ркр. Частота вращения п2 ротЬра вы- 96 200 300 400 Рис. 3.2. Относительное изменение характерных параметров двухвального двигателя при комби- нированной программе регулирования сокого давления в этом случае повышается с ростом Г*, но в меньшей степени, чем при программе регулирования В. На практике двухзальные двигатели, как правило, имеют ком- бинированные программы регулирования. Пример та'кой про- граммы показан на рис. 3,2. Здесь при температуре Г*<288 К ре- гулятор Т* отключается и осуществляется программа регулиро- вания fti = const (/7Kp = const). В диапазоне температур Ьт 288 до 330 К используется программа AZi = ccinst; r*-=const. При 77=-= = 330 К осуществляется холодная раскрутка роторов (на 3% по п^. При 7*>400 К уже требуется осуществлять сццжение тем- 80 пературы Г* при увеличении Т* по заданному закону, что при- водит к менее интенсивному увеличению п2 с ростом Г*. При Г* =470 К достигает максимально допустимого значения п2 и да- лее осуществляется программа регулирования n2 = const; Т* = -/ТО На режимах форсажа дополнительным условием регулирова- s-^, ния двухвальных ТРДФ может быть—^- = const или ти*= cons^ и в этом отношении они не имеют отличий от одновальных дви- гателей. Основной задачей регулирования в целях достижения наивы- годнейшей экономичности является обеспечение наименьших удель- ных расходов топлива при требуемом в условиях полета снижении тяги двигателя. Снижение тяги двигателя при заданном режиме полета (его дросселирование) может быть осуществлено различными путями и, следовательно, с применением различных программ регулиро- вания. У ТРДФ первоначальное снижение тяги обычно дости- гается постепенным снижением степени форсирования вплоть до выключения форсажа. При этом значительно снижаются как тяга двигателя, так и удельный расход топлива. Дальнейшее уменьше- ние тяги может осуществляться уменьшением частоты вращения ротора двигателя при неизменной площади сопла или снижением температуры Т* при постоянной частоте вращения за счет уве- личения площади _FKp, либо одновременным изменением как ча- стоты вращения, так и площади _FKp. Наиболее выгодной является такая программа регулирования двигателя на дроссельных режи- мах, при которой обеспечивается наилучшая экономичность сило- вой установки. Реализация той или иной выбранной программы регулирова- ния осуществляется системой автоматического регулирования дви- гателя (САР), которая также должна обеспечивать хорошие дина- мические характеристики двигателя и все предусмотренные огра- ничения. Частота вращения роторов двигателя и температура газа за турбиной на современных силовых установках явлйются основ- ными параметрами, контролируемыми летчиком. Заметим, что даже кратковременное превышение их допустимых значений свя- зано с очень опасными последствиями. К числу таких последствий относятся перегрев и разрушение лопаток турбины, обрыв лопа- ток компрессора, разрушение подшипников. Кратко-временное от- клонение от указанных параметров допускается при запуске дви- гателя, приемистости, а также при включении и выключении форсажа, но О'но строго лимитируется по величине и длитель- ности, Контроль частоты вращения, температуры Т\ и скольжения 81 Р,кгс WOOO 7500 5000 роторов двухзальных двигателей важен еще и по той W*™™>™ откЖение от нормы, как правило, свидетельствует о неисправ- ности двигателя. § 3.2. ХАРАКТЕРИСТИКИ ТРД И ТРДФ Характеристиками авиационных силовых установок называ- ются зависимости тяги и удельного расхода топлива от числа М полета3 высоты полета и {ежима работы двигателя %%???? положением РУД. Ь соответствии с этим различают три основных вида характеристик: скоростные, высотные и дроссельные. Скоростными характе- ристиками двигателя назы- ваются зависимости его тяги и удельного расхода топлива от числа М полета (скорости поле- та) на заданном режиме работы при неизменной высоте и приня- той для двигателя программе ре- гулирования. Вид скоростных характеристик ТРДФ на режимах «Максимал» (сплошные линии) и «Полный форсаж» (штриховые линии) при программе регулирования (3.2) для высоты 11 км показан на рис. 3.3. Как видно, на режиме «Максимал» тяга двигателя вна- чале несколько снижается (до М = 0,3-.-0,5), затем начинает воз- растать, достигает наибольших величин при сверхзвуковых ско- ростях полета (М«2,0), после чего интенсивно уменьшается. Удельный расход топлива с увеличением скорости полета на за- данной высоте непрерывно возрастает и стремится к бесконечно- сти на числах М полета, при которых тяга обращается в нуль. Такой характер зависимостей тяги и удельного расхода топ- лива от числа М полета объясняется следующим. С увеличением числа М полета увеличивается степень повыше- ния давления во входном устройстве. Хотя степень повышения дав- ления в компрессоре при этом снижается (вследствие повышения температуры воздуха на входе в него), тем не менее общая сте- пень повышения давления воздуха в двигателе при увеличении числа М полета возрастает. Это приводит к повышению давления воздуха за компрессором, а следовательно, и давления /?3 перед турбиной. Но в этом случае возрастает и давление р\ зЬ турби* 82 2,0 2,5 М Рис. 3.3. Скоростные характеристики ТРДФ для режимов «Максимал» (сплошные линии) и «Полный фор- саж» (штриховые линии) ной, так как степень расширения в турбине тс* обычно .изменяется незначительно. Из-за повышения давления за турбиной увеличива- ются степень расширения газа в сопле и скорость истечения из сол л а с5. Однако скорость истечения с$ увеличивается мед- леннее, чем скорость полета, благодаря чему удельная тяга Руа= — (с5 — V) с увеличением числа М полета уменьшается. о Расход воздуха с увеличением скорости полета, напротив, все время возрастает, что объясняется повышением плотности воздуха в газовоздушном тракте двигателя. Вначале с увеличением ско- рости полета расход воздуха возрастает медленно, а затем все бо- лее интенсивно, что примерно соответствует закону изменения ско- ростного напора с ростом числа М полета. Тяга двигателя как произведение двух рассмотренных величин сначала (пока расход воздуха растет медленнее, чем падает удельная тяга) несколько снижается, затем (при резком увеличе- нии расхода воздуха) увеличивается. Падение тяги двигателя при дальнейшем увеличении числа М полета (М>2ч-2,5) объясняется значительным уменьшением удельной тяги. Там, где удельная тяга обращается в нуль, тяга двигателя тоже становится равной нулю. Удельный расход топлива с увеличением числа М полета уве- личивается, так как уменьшается удельная тяга двигателя. Но это не значит, что экономичность двигателя ухудшается. Если про- следить, как изменяется расход топлива не на один килограмм тяги, а на единицу мощности (одну тяговую лошадиную силу), то станет ясно, что экономичность двигателя улучшается при увели- чении числа М полета. Рассмотрим теперь скоростные характеристики того же двига- теля на режиме «Полный форсаж» (штриховые линии). Как видно, при включении форсажа возрастает тяга, но и увеличивается удельный расход топлива (ухудшается экономичность). Это объяс- няется тем, что в форсажной камере, расположенной за турбиной, давление ниже, чем в основных камерах, поэтому и тепло в ней используется хуже. Но с увеличением Ч'исла М полета давление в форсажной камере-повышается, что способствует лучшему исполь- зованию тепла. Поэтому с ростом числа М полета прирост тяги на форсаже увеличивается, а экономичность ухудшается уже в меньшей степени. На очень больших числах М полета, когда тяга нефорсированного двигателя начинает быстро падать, форсирован- ный двигатель обеспечивает дальнейший рост тяги, а его удель- ный расход топлива может стать даже меньше удельного расхода нефорсированного двигателя. Если на двигателе применена раскрутка ротора при определен- ном значении числа М полета, это вызывает ступенчатое повыше- ние тяги и удельного расхода топлива. Иногда на ТРДФ преду- сматривается также ступенчатое увеличение подачи форсажного гт ^Т, ф , топлива, Дело в том, что при законе подачи —— = const по мере Рг 83 роста числа М полета происходит некоторое обеднение смеси в форсажной камере и уменьшение температуры Г* . Ступенчатое увеличение подачи топлива восстанавливает требуемые значения ^Ф и а?' что, также приводит к ступенчатому изменению тяги и удельного расхода топлива. На рис.. 3.3 ступеньки на характери- стиках при М=1,5 вызваны раскруткой ротора, а при М=1,9 — ступенчатым увеличением Ст.ф. fifCyd'Pyм.), от режима «Максимал» до режима «Полный форсаж» (м.-нп. ф.) и от режима «Малый газ» до режима «Пол- ный форсаж» (м. r.-Ki. ф.). Сокращение времени приемистости 89 для быстрого достижения двигателем каждого режима имеет важ- ное значение для улучшения маневренных свойств самолета. Время приемистости от режима «Малый газ» до режима «Мак- симал» обычно увеличивается на больших высотах и малых ско- ростях полета. Это объясняется уменьшением избыточной мощ- ности турбины в связи с уменьшением расхода воздуха через дви- гатель в этих условиях и снижением допустимых избытков топ- лива в процессе разгона по условиям устойчивого горения. На ма- лых высотах более интенсивной подачей топлива можно сократить время приемистости, что осуществляется на ряде двигателей. Пе- рестройка темпа подачи топлива производится обычно автоматиче- ски по сигналу от датчика высоты. Сброс газа (дросселирование) ТРД производится путем умень- шения подачи топлива до значений, меньших, чем на установив- шихся режимах. При этом вследствие снижения подачи топлива и температуры Т* мощность турбины становится меньше мощно- сти, потребляемой компрессором, и ротор двигателя затормажи- вается, частота вращения уменьшается. Линии сброса газа на рис. 2.23 и 3.8 показаны кривыми 4. Как видно, основным факто- ром, ограничивающим допустимое снижение подачи топлива при уменьшении частоты вращения ротора двигателя, является пре- дел устойчивой работы камеры сгорания на бедных смесях. При этом важно подчеркнуть, что срыв пламени в камере сгорания на этих режимах может быть связан не только с чрезмерным обедне- нием смеси, но и с резким ухудшением качества распыла топ- лива, вызванным сильным снижением перепада давлений на фор- сунках np« малых его расходах. Поэтому обычно в.системе регу- лирования двигателя предусматривается ограничение минималь- ного расхода топлива через форсунки. Если приемистость двигателя начинается сразу же после не- закончившегося процесса сброса газа, она называется встреч- ной приемистостью. На больших высотах и при малых ско- ростях полета встречная приемистость может вызывать самовы- ключение двигателя, и в таких случаях она запрещается. Типич* ным случаем, приводящим к встречной приемистости, является ошибочная перестановка (уборка) летчиком РУД при выключении форсажа не в положение МАКСИМАЛ, а далее, затем для исправ- ления ошибки перемещение РУД вперед до упора МАКСИМАЛ. Если такая ошибка летчиком допущена, следует, не изменяя поло- жения РУД, вначале снизиться до высоты, где приемистость раз- решена, а затем перевести РУД в положение МАКСИМАЛ. Включение форсажа в ТРДФ производится обычно при работе двигателя с максимальной или близкой к ней частотой вращения ротора. Для сохранения неизменного режима работы турбокомп- рессора двигателя при включении форсажа необходимо согласо- вать повышение температуры газов в форсажной камере с увели- чением площади критического сечения сопла раскрытием створок. Если воспламенение форсажного топлива и рост температуры 90 газа Т*, будут опережать открытие створок сопла, то это приве- дет к падению перепада давлений на турбине и вследствие этого к увеличению температуры Г* более 7? » а Также к снижению запаса газодинамической устойчивости компрессора. Поэтому обычно в системе управления работой форсажной камеры преду- */ *2 *3 *4 t Рис. 3.9. Осциллограмма процесса включения форсажа сматривается опережение раскрытия створок критического сече- ния сопла по ©тношению к подаче и воспламенению топлива в фор- сажной камере. При выключении форсажной камеры, наоборот, прекращение подачи топлива должно опережать закрытие створок сопла. В результате этого включение и выключение форсажа со- провождается временным нарушением исходного режима работы турбокомпрессора. На рис. 3.9 приведена типичная осциллограмма процесса включения форсажа. На ней показано изменение во вре- мени давления форсажного топлива рт и площади створок'соп- ла FCTB, а также значений частоты вращения турбокомпрессора, давления и температуры газового потока за турбиной (п, р\ и /*). В момент времени t\ по сигналу системы управления работой форсажной камеры начинают раскрываться створки реактивного сопла. Увеличение площади /^тв приводит к падению давления р\ за турбиной и к увеличению степени расширения турбины тс*, вследствие чего повышается частота вращения ротора двигателя. Регулятор частоты вращения парирует увеличение п снижением 91. давления подачи топлива в основную камеру сгорания рТо , что приводит к снижению температуры 7* и соответственно Т*. Сни- жение р\ и Т\ перед розжигом форсажной камеры приводит к временному снижению («провалу») тяги двигателя. В момент времени t% начинается подача топлива в топливные коллекторы форсажной камеры, а в момент времени t$ происходит воспламенение топлива во всей форсажной камере. Это приводит к резкому увеличению давления р\ и в результате к временному падению частоты вращения ротора. Восстановление заданного зна- чения п происходит вследствие увеличения подачи топлива в ос- новную камеру сгорания, что сопровождается кратковременным забросом температуры газо>в и снижением запаса газодинамиче- ской устойчивости компрессора (как при разгоне двигателя). С восстановлением частоты вращения ротора двигатель выходит на установившийся форсажный режим. «Заметим, что снижение («провал») температуры газа за турби- ной АГ*на 50—100° (в зависимости от типа двигателя) при вклю- чении форсажа является вполне нормальным явлением и указы- вает на наличие упреждения открытия створок по отношению к подаче форсажного топлива. Если это снижение температуры ста- новится несвойственно малым для данного двигателя или вовсе ис- чезает, можно ожидать появления неустойчивой работы двигателя или его самовыключения. Это объясняется повышением противо- давления за турбиной, вызываемым преждевременным воспламе- нением форсажного топлива, снижением тс*^ падением вследствие этого частоты вращения ротора двигателя и последующим резким увеличением температуры газа перед и за турбиной вследствие увеличения подачи топлива регулятором постоянства числа оборо- тов (частоты вращения). Об отклонении ДГ* от нормы летчик должен информировать инженерно-технический состав. Следует иметь ъ виду, что чрезмерное опережение открытия створок также недопустимо, так как приводит помимо увеличения «провала» тяги к более сильному снижению р\ и Т*, а следовательно, к ухудше- нию условий воспламенения форсажного топлива и к возможности невключения форсажа. Выключение форсажа из-за запаздывания закрытия створок критического сечения со>пла по сравнению с прекращением подачи топлива, та<к же как и включение форсажа, сопровождается «про- валом» тяги и колебаниями п и Г*. В двухвальном ТРД отношение частоты вращения роторов вы- сокого и низкого давления, называемое скольжением рото- ров S, монотонно увеличивается по мере уменьшения приведен- ной частоты вращения. Изменение S вызывается газодинамиче- скими связями между обоими роторами (изменением углов атаки в каскадах компрессора и распределением перепадов давлений между ступенями турбины). Эти газодинамические связи продол- жают действовать и на переходных режимах, благодаря чему из- 92 / менение, например, скольжения роторов по частоте вращения п\ при разгоне турбокомпрессора или сбросе газа оказывается почти таким же, как и на установившихся режимах (рис. ЗЛО). Но все же в зависимости от соотношения моментов инерции роторов и не- которых других факторов скольже- ние 5 на режимах разгона турбоком- S прессора и сброса газа может несколь- ко отличаться от скольжения на уста- новившихся режимах. Эти обстоятель- ства определяют ряд особенностей протекания переходных режимов в двухвальных ТРД. Расположение рабочих линий для режимов приемистости и сброса газа на характеристике компрессора высо- кого давления (КВД) качественно яв- ляется таким же, как и у одноваль- ного ТРД (рис. 3.11,6). Для компрес- сора низкого давления (КНД) имеется существенное отличие. Из-за меньшего момента инерции ротора высокого давления, чем ротора низкого давления, скольжение на переходных режимах изменяется так, как показано на рис. 3.10 л М.Г Л max Л Рис. 3.10. Изменение скольже- ния двухвального двигателя: 1 — на установившихся режимах; 2 — в процессе приемистости; 3 — при сбросе газа 1C '*н It кв а ЬЛРН -70% G ПРв Рис. 3.11. Расположение рабочих линий на характеристиках КНД (а) и КВД (б): /-на установившихся режимах; 2 - в процессе приемистости; 3-при сбросе газа штриховыми линиями. В процессе приемистости оно больше а при сбросе газа меньше по сравнению с соответствующими 'равно- весными значениями. В результате рабочая линия для КНД на режимах разгона удаляется от границы устойчивой ра- боты, как показано на рис. 3.11, а. При сбросе газа, наоборот из-за более быстрого падения частоты вращения КВД он оказывает 93 дросселирующее воздействие на КНД и режимы работы послед- него приближаются к границе устойчивости. По указанной при- чине в двухвальном ТРД предусматриваются ограничения темпа уменьшения подачи топлива не только из условия устойчивости горения, но и по помпажу ДНД. Процессы включения и выключения форсажа в двухвальных ТРДФ протекают в общем так же, ка<к и в одновальных дви- гателях, т. е. сопровождаются колебаниями температуры и дав- ления за турбиной и частоты вращения роторов, забросами Т* и временными «провалами» тяги двигателя. Однако следует под- черкнуть, что всякое изменение общего перепада давлений в мно- гоступенчатой турбине сказывается в основном на перепаде дав- лений на последней ее ступени. Поэтому относительные изменения крутящего момента на валу турбины низкого давления, вызванные изменениями давления р\ в процессе включения и выключения форсажа, оказываются при прочих равных условиях более рез- кими, чем в одновальных двигателях. Кроме того, когда створки сопла раскрыты, а горения топлива в форсажной камере еще нет, увеличение тс* приводит к уменьшению скольжения роторов, что отрицательно сказывается на- величине запаса устойчивости комп- рессора в этот период. Характерным для двухвальных ТРД, в частности, является снижение запаса газодинамической устойчивости компрессора при быстром выключении форсажа. Это объясняется резким уменьше- нием скольжения роторов в момент прекращения подачи форсаж- ного топлива при еще открытых створках сопла, так как при этом1 происходит кратковременное увеличение частоты вращения ротора низкого давления п\ при одновременном снижении подали основ- ного топлива и уменьшении п2. В этом случае, как отмечалось, KBД оказывает дросселирующее воздействие на КНД, что может привести к потере газодинамической устойчивости последнего. Для исключения этого явления делают задержку в отключении подачи форсажного топлива по положению створок реактивного сопла. При запуске двухвального ТРД на земле обычно стартер рас- кручивает только ротор высокого давления. Это позволяет суще- ственно снизить потребную мощность стартера, так как момент инерции ротора высокого давления обычно меньше момента инер- ции ротора низкого давления. Однако при этом скольжение рото- ров на пусковых режимах существенно возрастет, так как при ма- лой частоте вращения роторов газодинамические силы, связываю- щие оба ротора, невелики, поэтому рост частоты вращения КНД значительно отстает от роста частоты вращения КВД. В резуль- тате КНД оказывает сильное дросселирующее воздействие на по- ток воздуха, проходящий через КВД, что может быть причиной срыва потока в КВД даже при незначительном повышении темпе- ратуры газа в камере сгорания. Для увеличения запаса устойчи- вости КВД в некоторых двигателях применяется перепуск воз- духа за компрессором в атмосферу при запуске. 94 § 3.4. ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ И ОСОБЫЕ СЛУЧАЙ, СВЯЗАННЫЕ С РАБОТОЙ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ Требования получения высоких удельных параметров силовых установок и связанное с этим все более сильное форсирование ра- бочего процесса двигателя значительно усложняют решение задачи обеспечения их устойчивой работы в условиях эксплуатации. Опыт эксплуатации современных самолетов с турбореактивными двига- телями показывает, что у большинства из них имеются определен- ные зоны по высоте и скорости полета, а также по режимам ра- боты двигателя, где наблюдается неустойчивая работа компрес- сора, воздухозаборника или камеры сгорания, перегрев лопаток, появляются опасные напряжения в деталях и узлах и т. п. Чтобы предупредить попадание самолета и его силовой установки в зоны опасных режимов, вводят специальные ограничения. Следует иметь в ваду, однако, что попадание самолета или двигателя в области ограничения не исключается в условиях бое- вой обстановки или при отказах в системе регулирования. По- этому исключительно важное значение в подготовке летного со- става имеет знание физической сущности явлений, вызывающих ограничения, и предвидение последствий, к которым может при- вести их невыполнение. Понимание этих вопросов позволяет лет- ному составу правильно оценивать обстановку, принимать опти- мальные решения и выполнять операции по ликвидации возмож- ных тяжелых последствий. В определенных случаях действия лет- чика должны быть очень быстрыми и четкими, так как промедле- ние может стать не только роковым для боевой техники, но и опасным для жизни экипажа. Рассмотрим основные типы существующих ограничений режи- мов работы силовых установок с ТРД и ТРДФ, причины, их обус- ловливающие, и действия летчика при попадании в области огра- ничений или при нахождении вблизи их границ. Наиболее распространенными ограничениями современных си- ловых установок являются ограничения по устойчивой работе ком- прессора. Как следует из рис. 2.18, устойчивая работа осевого компрессора возможна лишь в определенном диапазоне изменения япр(от #пРпш ДО #пр )- В программах же регулирования, при ко- торых п = const, приведенная частота вращения ротора 288" "-—/т? изменяется в соответствии с изменением температуры Т* на входе в двигатель в широких пределах. В частности, с ростом числа М полета температура Т* увеличивается и при постоянной физиче- ской частоте приведенная частота вращения /гпр уменьшается. Если приведенную частоту вращения в земных стандартных усло- виях принять за 100%, то на высоте 11 км при М = 2 она сни- жается до 86%, а при М = 3 до 69%. Увеличение высоты полета до 95 11 км, особенно при малых скоростях полета и низких температу* pax окружающего воздуха, приводит к увеличению дпр примерно до 110—115% от указанного расчетного значения. Как аидно из рис. 2.18, такое изменение приведенной частоты вращения может быть достаточным для того, чтобы возникла неустойчивая работа компрессора. Для обеспечения устойчивой работы компрессора при низких температурах воздуха на входе в двигатель необходимо (при от- сутствии других средств) так изменить программу регулирования двигателя, чтобы рабочая точка на характеристике компрессора в этой области режимов находилась все время на безопасном уда- лении от границы устойчивой работы компрессора. Это может быть достигнуто наиболее просто, если зафиксировать рабочую точку на характеристике компрессора, т. е. перейти в указанной области режимов к программе регулирования nnp = const. Дейст- вительная (физическая) частота вращения и температура Т*3 в этом случае должны уменьшаться при снижении температуры Г*. Это приводит к снижению тяги двигателя в области ограничения по сравнению с той ее величиной, которая обеспечивалась бы при постоянных и максимальных значениях пи Г*. Для защиты одновальных ТРД и ТРДФ с нерегулируемыми компрессорами от неустойчивой работы при низких значениях при- веденных частот вращения используется открытие лент перепуска воздуха. При этом резко падает тяга двигателя и ухудшается его экономичность, что обычно делает полет на.режимах с открытой лентой перепуска нецелесообразным или даже невозможным из-за недостатка тяги силовой установки. Типичный для одновальногЬ ТРД характер изменения физиче- ской и приведенной частоты вращения по температуре Т* на входе в двигатель показан на рис. 3.12. Там же нанесены границы устойчивой работы двигателя (отштрихованы) пояпр^^ и по япр^ . Точки б и я соответствуют достижению границ верхнего и ниж- него срыва. Влево от точек 2 защита двигателя от неустойчивой работы достигается переходом на программу регулирования Ппр — = const, а вправо от точек 1 — открытием ленты перепуска воз- духа. Этот график сохраняет свой вид, если его относить к задан- ной высоте и в качестве режимного параметра рассматривать число М полета (как указано в скобках на оси абсцисс рис. 3.12), Это и понятно, так как температура Т^ с ростом числа М полета при разгоне самолета на заданной высоте увеличивается. У двухзальных двигателей и у двигателей с компрессорами, регулируемыми поворотом лопаток направляющих аппаратов ряда ступеней, обычно ограничение по /гпр . отсутствует или дости- гается при значительно более высоких температурах воздуха на входе, чем у двигателей с нерегулируемым компрессором. Поэтому у таких двигателей нет ограничения по /гпр . и ленты перепуска4 не применяются. 96 К числу других Ограничений по устойчивой работе компрессора относится запрещение вывода ТРД на максимальный режим без прогрева. Снижение запаса газодинамической устойчивости при максимальной частоте вращения ротора двигателя в этом случае объясняется увеличением радиальных зазоров на последних сту- *пр ПЛР6 *- niPmaJ Пф Верхний срыв _____////^///////// ППР/П/П(___________________------- 'лрн *|. /§g / о $ /ЧЭ О / 0* &б ^§з Х§ S5 pill Ко р И /fiTT/ffi?/7777 777 Нижний срь/в ----—М ^ min Т* 1тах Г*, СМ) Рис. 3.12. Зависимость физических и приведенных частот враще- ния ротора двигателя от температуры Т1 на входе в компрессор пенях компрессора (тонкий корпус компрессора прогревается быстрее, чем ротор), а также тем, что поток воздуха, интенсивно отдавая тепло элементам конструкции, сам охлаждается. Мень- ший нагрев воздуха на выходе из компрессора приводит к увели- чению плотности, снижению осевой скорости воздуха и к увеличе- нию углов атаки потока на последних ступенях. -В силу указанных причин в таком случае возможно появление верхнего срыва при Япр^ Рис. 3.17. Изменение запасов по помпажу воздухозаборника и ком- прессора от угла атаки самолета При помпаже воздухозаборника рекомендуется выключить фор- саж и обеспечить быстрое уменьшение скорости полета. Нужно внимательно следить за температурой газа за турбиной по указа- телю Т1* и в случае ее роста выключить отказавший двигатель установкой РУД в положение СТОП во избежание перегрева и обгорания лопаток турбины. Если в процессе торможения само- лета помпаж воздухозаборника прекратится и температура 7^ не выйдет из нормы, выключение двигателя производить не следует. В процессе дальнейшего торможения самолета нужно проконтро- лировать уборку клина (конуса). При отказе автоматики воздухо- заборника убрать клин (конус), используя ручную (аварийную) систему управления его уборкой. Во всех случаях рекомендуется прекратить выполнение задания и дальнейший полет совершать на пониженном режиме работы двигателя с температурой газа за тур- биной не более значения, указанного в инструкции. При отказах в системе управления воздухозаборником, о чем летчик узнает по загоранию соответствующих табло ОТКАЗ УВД, а также по указателям положения органов управления воздухо- 110 заборником в -кабине, необходимо выключить форсаж и перейти на ручное (аварийное) управление отказавшим воздухозаборни- ком в соответствии с инструкцией. При этом, как правило, в про- цессе торможения самолета предусматривается полная уборка клина при максимальной частоте вращения ротора двигателя, а затем, начиная с числа М, указанного в инструкции, разре- шается дросселирование двигателя. При отказе гидросистемы управления воздухозаборником и от- сутствии аварийных средств регулирования его геометрией пре- дусматривается стопорение клина (конуса) в положении, соответ- ствующем моменту отказа. При этом могут быть случаи посадки самолета с выпущенным клином и при малой пропускной способ- ности входа. В таких случаях нельзя при посадке и пробеге уста- навливать частоту вращения ротора двигателя, превышающую указанное в инструкции -значение во избежание разрушения (смя- тия) воздухозаборника и его воздушного тракта из-за чрезмерного разрежения в канале. Отказы в системе управления створками, регулирующими пло- щадь критического сечения сопла, могут приводить к ряду нежела- тельных последствий. Например, если при выключении форсажа створ'Ки сопла остаются в открытом положении или створки рас- крыты, а форсаж йе включается, это приводит к повышению, тс* и к увеличению частоты вращения ротора двигателя. Регулятор подачи топлива из условия поддержания п = const уменьшает по- дачу топлива в основные камеры сгорания, что приводит к рез- кому снижению тяги двигателя, опасному при полете на малых высотах. У двухвальных ТРД в этом случае происходит уменьше- ние скольжения и ^ снижение запаса устойчивости компрессора. Для исключения в указанных случаях значительного падения тяги и потери газодинамической устойчивости двигателя летчик имеет возможность прикрыть створки принудительно. Нераскрытие створок сопла при включении форсажа является еще более опас- ным из-за возможного увеличения температуры Т^ по сравнению с ее допустимыми значениями, поэтому предусматриваются надеж- ные блокировки, исключающие подачу форсажного топлива при нераскрытых створках сопла. § 3.5. ПОМПАЖ И САМОВЫКЛЮЧЕНИЕ (ЗАГЛОХАНИЕ) ДВИГАТЕЛЕЙ ПРИ ПУСКЕ РАКЕТ Одним из наиболее серьезных недостатков ГТД является по- теря газодинамической устойчивости силовой установки при по- падании на вход в двигатель выхлоотных газов от ракет или реак- тивных снарядов. Основным воздействующим фактором в этом случае является быстро нарастающее по времени изменение тем- пературы воздуха Т* на входе в компрессор. Другие сопутствую- щие факторы, такие, как химическое воздействие (засорение по- ступающего в двигатель воздуха продуктами сгорания ракетного 111 топлива), газодинамическое воздействие (пульсации и неравно- мерности давлений в потоке на входе в двигатель) и другие, не являются определяющими. На рис. 3.18 показан качественный ха- S'~ Я /' \ \ Температура на входе \ в двигатель \ 'V •— <- — ------- \ р* Внимание ! Температура] газов | Y' ^-Выключи \ двигатель 1 \,. \ -- г* ____ Т± ____ л _ ' L- -----1 ^ • р,* \ \ >^- ^ Г V \ ___ СТОП 1 1 Г" * 0- РУЛ Внимание \^ Падение частоты враще-\ ния 1 1 1 1 1 \ \ \ 1 1 l.i. t4 t Рис. 3.18. Изменение параметров газового потока по тракту двига- теля при попадании на вход в двигатель выхлопных газов от пускае- мой с самолета ракеты П на входе в двигатель при пуске рактер изменения температуры ракеты. ^Момент времени t\ соответствует началу температурного воз- действия на двигатель, а момент времени t\ — его окончанию. Время воздействия может составлять десятые доли секунды, а по- вышение температуры — величину порядка ста градусов и более. 112 Измерение параметров потока по тракту двигателя малоинер- ционными приборами показывает, что в начальный период вре- мени (в интервале времени от t\ до t2l рис. 3.18) давление р* за компрессором и давление р\ на входе в компрессор, а также тем- пература Т\ за турбиной остаются практически неизменными, не- п *j ,х Ппп=СОПЗТ <5 ^пр Рис. 3.19. Изменение режима работы компрессора при попадании в него горячих газов от ракеты на устано- вившемся режиме (/—lf) и при сбросе газа с последу- ющим восстановлением режима работы (/—2—3—4—1) смотря на значительное повышение температуры Т*. Неизменной остается при этом также степень повышения давления компрес- сора ъ* = р*/р*, тогда как приведенный расход воздуха, пропор- циональный числу М на входе в компрессор: П со Cl — ci Gnp •sr-у*Ж из-за увеличения температуры Т\ резко падает. Поэтому рабочая точка на характеристике компрессора (рис. 3.19) смещается влево в сторону границы устойчивой работы (из точки 1 в точку 1'). Основным фактором, определяющим степень влияния быстрого (динамического) возрастания температуры Т\ на запас газодина- мической устойчивости компрессора, является не длительность воздействия, а интенсивность возрастания температуры по вре- №*\ мени, т. е. величина -др.Помпаж компрессора происходит тогда, когда интенсивность возрастания температуры Т^ по времени доо 113 Рис. 3.20. Области чисел М и высот полета, неблагоприятные для пуска ракет тигает величин более 2000—3000 град/с. Это значит, что при вре- мени возрастания температуры Г*у равном, например, 0,05 с, кри- тическое (из условия помпажа компрессора) повышение темпера- туры должно быть примерно 100—150°, что вполне достижимо в условиях боевого применения. Наличие неравномерности темпера- турного поля из-за несимметричности условий пролета ракеты отно- сительно входа в двигатель при- водит к дополнительному усиле- нию степени воздействия ракет- ного оружия на устойчивость ра- боты силовых установок. Момент времени t2 (рис. 3.18) соответствует началу помпажа компрессора. С этого момента резко повышается температура Т\ за турбиной и падает частота вра- щения ротора двигателя. Во из- бежание перегрева и разрушения двигателя летчик должен выклю- чить его установкой РУД в поло- жение СТОП (момент времени U на рис. 3.18), затем в области до- зволенных скоростей и высот по- лета необходимо запустить дви- гатель в воздухе. Степень воздействия применяемого бортового оружия на ра- боту силовой установки зависит также от режима полета. На рис. 3.20 показаны области I и II высот и скоростей полета, где можно ожидать повышенного влияния температурного воздейст- вия на устойчивость работы силовой установки. Область I соот- ветствует большим высотам и малым скоростям полета. Ей свой- ственны, как указывалось, малые запасы газодинамической устой- чивости по компрессору. Она характерна также и тем, что расход воздуха, проходящего через* двигатель, в этой области сущест- венно снижается с увеличением высоты полета, тогда как коли- чество газов в струе за ракетой с высотой сохраняется неизмен- ным, а конус раствора струи газов, вытекающих из сопла ракет- ного двигателя, увеличивается. Это приводит к относительному увеличению доли горячих газов, попадающих на вход в двигатель. В области II преимущественное влияние оказывает малый запас газодинамической устойчивости компрессора или воздухозабор- ника. В указанных областях могут устанавливаться те или иные ограничения по пуску ракет определенных типов. Степень влияния пуска ракет на газодинамическую устойчи- вость двигателя определяется также многими другими факторами. Эффективными средствами являются правильный выбор места для размещения подвесок ракет, обеспечивающего максимальное уда- ление ракеты от воздухозаборника, катапультирование (отбрасы- Л4 вание вниз) ракеты при пуске и управление траекторией актив- ного участка ее полета, совершенствование ракетного топлива в направлении обеспечения более низкой температуры вытекающей из сопла реактивной струи и др. Важным фактором является величина располагаемого запаса газодинамической устойчивости компрессора. Обычные запасы устойчивости, достаточные для обеспечения устойчивой работы двигателя на установившихся и переходных режимах, при ди- намическом температурном воздействии могут оказаться недоста- точными. В таком случае значительного эффекта можно ожидать от кратковременного повышения запаса устойчивости компрессора непосредственно перед пуском ракет вследствие его специального регулирования или соответствующего изменения режима работы. К числу таких средств относятся: 1) быстрый дополнительный поворот лопаток направляющих аппаратов регулируемых ступеней компрессора на уменьшение уг- лов атаки в тех ступенях, где мгал запас устойчивости; 2) временный перевод двигателя перед пуском ракет на пони- женный режим, в частности на режим малого газа, где в условиях полета запас устойчивости компрессора является обычно более высоким; 3) открытие створок реактивного сопла, которое обеспечивает у одновального двигателя удаление всей рабочей линии на харак- теристике компрессора от границы устойчивых режимов его ра- боты; 4) временное увеличение скольжения в двухвальном двигателе вследствие его перерегулировки (например, прикрытием створок сопла или дополнительной подачей форсажного топлива), приво- дящее к повышению запаса устойчивости компрессора низкого давления; 5) пуск ракеты на режиме сброса газа с использованием спе- циальной системы сброса и последующего встречного запуска. При этом, как показано на рис. 3.19, темп сброса выбирается та- ким, чтобы момент начала температурного воздействия (точка 2 на рис. 3.19) соответствовал расположению рабочей точки справа от рабочей линии. Тогда за весь период воздействия (участок 2—3—4) рабочая точка не выходит за пределы области устойчи- вых режимов. Последующее восстановление режима двигателя (встречный запуск) идет по линии 4—1. Может применяться также комбинация указанных способов предупреждения срыва и помпажа крмпрессора. Во всех этих спо- собах кратковременное повышение запаса устойчивости компрес- сора сопровождается снижением тяги двигателя и требует приме- нения соответствующей техники пилотирования для прицеливания и пуска ракет. РАЗДЕЛ II УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА. КРИТИЧЕСКИЕ РЕЖИМЫ И ОСОБЫЕ СЛУЧАИ В ПОЛЕТЕ ГЛАВА 4 ВВЕДЕНИЕ В УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ § 4.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ ОБ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ. ТРЕБОВАНИЯ К ИХ ХАРАКТЕРИСТИКАМ Полет самолета осуществляется под влиянием сил и моментов, действующих на него. Отклоняя органы управления, летчик может регулировать величину и направление сил и моментов, а соответ- ственно изменять параметры движения самолета в желаемую сто- рону. Для прямолинейного и равномерного полета необходимо, чтобы все силы и моменты были уравновешены, сбалансированы. Так, например, в горизонтальном прямолинейном полете с постоян- ной скоростью подъемная сила равна силе тяжести самолета, а тяга двигателя — силе лобового сопротивления. При этом обяза- тельно должно соблюдаться и равновесие моментов. В противном случае самолет начнет вращаться, изменять, например, угол атаки, а значит, нарушать равновесие сил. Равновесие, созданное летчиком, может быть нарушено воздей- ствием какого-либо внешнего возмущающего фактора, например неспокойствием атмосферы. Поэтому, когда режим полета уста- новлен и самолет двигается прямолинейно и равномерно, необхо- димо обеспечить устойчивость этого движения. Под устойчивостью самолета понимается способность его возвращаться к исходному положению равновесия после того, как исчезнут причины, нарушившие это равновесие. Чтобы исследовать устойчивость самолета, нужно установить, как под влиянием внешних возмущающих факторов изменяются силы и моменты, действующие на него. Если эти силы и моменты изменяются так, что возвращают самолет к заданному летчиком режиму полета, такой самолет считают устойчивым. Чем меньше параметры движения отклоняются под воздействием возмущаю- щих факторов от заданных значений и быстрее к ним возвраща- ются, тем лучшими характеристиками устойчивости обладает са- молет или, как говорят летчики, тем «плотнее самолет сидит в воздухе». Таким образом, под устойчивостью самолета понимается способность его сохранять заданный режим полета. 116 Поскольку устойчивость есть характеристика равновесий, то прежде чем исследовать устойчивость, необходимо создать равно- весие. Обычно предполагается, что летчик при нарушении равно- весия не вмешивается в управление. Вместе с тем хорошо известно, что в реальном полете это условие не выдерживается: летчик время от времени вмешивается в управление самолетом и вносит поправки. Может возникнуть вопрос: есть ли смысл заниматься изучением устойчивости самолета, не пилотируемого летчиком? Оказывается, есть. Дело в том, что если при нарушении равновесия самолет стремится сам, без вмешательства летчика возвратиться к исход- ному режиму полета, то при помощи летчика, правильно вмеши- вающегося в управление, он еще быстрее возвратится к этому ре- жиму. Если же самолет неустойчив и сам к исходному режиму не приходит, то соответствующим отклонением органов управления летчик может возвратить его к этому режиму, но достаточно не- большой внешней причины, чтобы опять вывести самолет из рав- новесия. Иначе говоря, на неустойчивом самолете летчик должен непрерывно вмешиваться в управление, вносить коррективы. Это усложняет пилотирование, держит летчика в постоянном напряжении и отвлекает его от выполнения основной за- дачи. Поэтому анализ устойчивости самолета, не пилотируемого лет- чиком, рассмотрение его собственных свойств является важной практической задачей. Другой важной характеристикой самолета является управляе- мость. Под управляемостью самолета понимают его способ- ность реагировать на перемещение рычагов управления (органов управления). О хорошо управляемом самолете летчики говорят, что он хорошо «ходит за ручкой». Это означает, что для выполне- ния требующихся маневров летчику необходимо совершать про- стые по характеру отклонения рычагов и прилагать к ним неболь- шие по величине, но четко ощутимые усилия, на которые самолет отвечает соответствующим изменением положения в пространстве без излишнего запаздывания. Управляемость — важнейшая харак- теристика самолета, определяющая возможность полета. На не- управляемом самолете летать невозможно. Сопоставляя понятия устойчивости и управляемости самолета, можно сделать вывод, что они в известной мере противоположны. Устойчивость есть способность самолета сохранять заданный ре- жим полета, а управляемость — изменять его. Вместе с тем между этими характеристиками существует теснейшая связь. Она заклю- чается в том, что с повышением устойчивости самолета при про- чих неизменных условиях увеличиваются углы отклонения рулей, необходимые для изменения режима полета. В соответствии с этим требуется рычаги управления перемещать на большую величину и прикладывать к ним большие усилия. При больших потребных отклонениях рулей могут быть ограничены маневренные возмож- ности самолета. При больших усилиях на рычагах управления 117 летчик быстро утомляется при выполнении маневров. О таком- са- молете говорят, что он «тяжел в управлении». Но самолетом трудно управлять и тогда, когда отклонения ру- лей и усилия, потребные для их отклонения, слишком малы. В этом случае самолет очень чувствителен к изменению усилий на ручке, реагирует на малое, иногда даже непроизвольное переме- щение ручки, требуя от летчика большого внимания, точного и плавного управления. О таком самолете говорят, что он «строг в упр-авлении». Таким образом, уменьшение устойчивости самолета сопровож- дается, с одной стороны, уменьшением потребных отклонений ру- лей и необходимых для этого усилий, с другой — усложнением пи- лотирования самолета. Очевидно, что при некотором повышении устойчивости само- лета, «строгого в управлении», улучшится и его управляемость, так как увеличатся слишком малые потребные отклонения рулей и усилий, а значит, упростится управление. Успешное выполнение задания и обеспечение безопасности по- лета предъявляют целый ряд требований к характеристикам устой- чивости и управляемости самолета. Так, например, устойчивость и управляемость военного самолета должны обеспечивать: — наиболее полное использование летных свойств самолета, определяемых его конструкцией, энерговооруженностью и аэроди- намикой; -=- возможность выполнения точного пилотирования (прицели- вания, выдерживания заданного режима полета и др.)'» — простоту управления самолетом, минимально утомляющего летчика, в том числе при полете в сложных условиях; — максимальное ослабление воздействия внешних возмуще- ний, включая атмосферную турбулентность; — предотвращение попадания самолета в опасные положения (сваливание и вход в штопор, непроизвольный выход на большие перегрузки и т._д.). На основе летной практики и теоретических исследований было установлено, какими должны быть характеристики устойчи- вости и управляемости самолета, чтобы удовлетворить этим тре- бованиям. В процессе поле?а самолет, 'перемещаясь, изменяет .свое поло- жение в пространстве. Для определения этого положения,необхо- димо, во-первых, выбрать тело, по отношению к которому рассмат- ривается движение самолета, во-вторых, выбрать систему коорди- нат, с помощью которой можно определить положение самолета в пространстве. В качестве «неподвижного тела», относительно ко- торого изучается движение самолета, обычно выбирается Земля. При рассмотрении устойчивости и управляемости самолета удобно пользоваться системой координат Ox\yiZi (рис. 4.1), свя- занной с хордой крыла. За начало координат принимается точка, в которой расположен центр тяжести самолета. При таком разме- щении осей координат моменты сил тяжести относительно осей 118 равны нулю. Ось Ох\ проводится параллельно хорде крыла и на- зывается продольной осью самолета. Момент Мх относи- тельно этой оси называется поперечным или кренящим. Момент крена Мх считается по- ложительным, если он кренит вправо. Нормальная ось Оу\ перпен- дикулярна к оси Ох\ и лежит в плоскости симметрии самолета. Момент М v относительно этой оси называется путевым момен- том или моментом -ры- скания. Он считается поло- жительным, если разворачивает самолет влево и создает сколь-, жение {3 на правое полукрыло (рис. 4.1). Ось Oz\ перпендикулярна к Рис. 4.1. Связанная система коорди- -осям Ох\ и Оу\, а следовательно, и к плоскости симметрии самоле- та. Она называется поперечной осью самолета. Момент М2 относительно этой оси называется продольным моментом или моментом тангажа. Он считается положительным, если увеличивает угол атаки. На рис. 4.1 показаны положительные направления осей координат, сил >ч ОС/ нат и положительные направления сил, моментов и угловых скоростей Рис. 4.2. Силы и моменты, определяющие продольное движение самолета и моментов, действующих на самолет, а также угловых скоростей вращения ю*, соу и со*. В полете в результате воздействия управляющих или возму- щающих причин могут возникать и изменяться моменты одновре- менно относительно нескольких осей координат. При этом появле- ние моментов относительно одной оси может вызвать возникнове- т ние их и относительно других осей. Так, например, моменты крена Мх и рыскания My, а следовательно, и движения относительно осей Ох{ и Оу{ тесно связаны между собой и рассматривать их изолирован- но можно только условно. Вместе с тем при небольших отклонениях от исходного режи- ма появление продольного мо- мента Мг не вызывает появления поперечного Мх и путевого Му моментов, и наоборот, возникно- вение моментов Мх и Му не со- провождается появлением момен- та Mz. Это'объясняется наличием у самолета плоскости симметрии Ох\у\. Именно потому, что само- лет имеет плоскость симметрии, силы и моменты, действующие на него, а соответственно устойчи- вость и управляемость самолета делят на две группы. В одну из этих групп ^вклю- чают силы, лежащие в плоскости симметрии, и моменты этих сил относительно поперечной оси Oz\. Такими силами являются: подъ- емная сила У, сила лобового со- противления Q, сила тяги Р и си- ла тяжести G или ее состав- ляющие G! и G2 (рис. 4.2). Дви- жение самолета под действием этих сил и продольного момента Мг называют продольным движением. Соответственно равновесие, устойчивость и уп- равляемость самолета в этом движении называют продоль- ным равновесием, о р о- дольной устойчивостью и продольной управляемо- стью. В другую группу входят: со- ставляющая силы тяжести G3 (рис. 4.3), боковая аэродинами- ческая сила Z, возникающая при несимметричном обтекании са- молета, и моменты Мх и Му относительно осей Ох\ и Ot/{. Равно- весие боковых сил, моментов крена и рыскания принято называть боковым равновесием, а устойчивость и управляемость самолета — боковой устойчивостью и боковой управ- ляемостью, 120 Рис. 4.3. Силы и моменты, опре- деляющие боковое движение само- лета На рис. 4.2 и 4.3 показаны положительные углы атаки а, сколь- жения р, тангажа 0, угла наклона траектории 0 и угла крена у, направления сил и моментов, соответствующих положительным отклонениям рулей ср, 8Э> 8Н. Разделение общего движения самолета на продольное и боко- вое и изолированное их рассмотрение значительно облегчают ис- следование устойчивости и управляемости. Однако в некоторых случаях (например, при выходе на большие углы атаки, при энер- гичном вращении самолета вокруг продольной оси) продольное и боковое движения оказываются настолько тесно связанными между собой, что изолированное их рассмотрение может привести к качественно неверным результатам. В этих случаях требуется совместное рассмотрение продольного и бокового движений (см. например, главы 7 и 8). Силы и моменты могут различаться происхождением и воздей- ствием на самолет. Так, например, в зависимости от происхожде- ния моменты делятся на статические и динамические. Если первые характерны для прямолинейного движения, то вторые — для кри- волинейного и являются следствием вращения самолета вокруг центра масс. В зависимости от воздействия моментов на самолет их разделяют на управляющие и возмущающие, стабилизирующие и дестабилизирующие. Управляющие моменты появляются в ре- зультате отклонения органов управления летчиком или автопило- том, в то время как возмущающие моменты являются следствием воздействия различного рода возмущений (неспокойной атмо- сферы, стрельбы, пуска ракет и т. д.). Моменты, возникающие при нарушении равновесия самолета и стремящиеся возвратить его к исходному положению равновесия, называют стабилизирую- щими, если О'ни уводят от исходного режима равновесия — дестабилизирующими. § 4.2. МОМЕНТЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА САМОЛЕТ В ПРЯМОЛИНЕЙНОМ ПОЛЕТЕ 1. Продольный аэродинамический момент Продольный аэродинамический момент Mz определяется выра- жением -М--«,«*-*?-. Коэффициент продольного момента mz зависит от компоновки самолета, положения руля высоты, числа М и некоторых других параметров. В прямолинейном полете он может быть представлен тремя составляющими: тг = mz0 + т* (СУ) + mz (?) • (4-] ) где//^ —коэффициент продольного момента при нулевой подъем* ной силе и неотклоненном стабилизаторе (ф=0) или руле высоты (5В = 0); 121 foz (Cy) — коэффициент момейта, обусловленный подъемной сиЛой; тг(ч)—коэффициент момента, возникающий вследствие откло- нения стабилизатора (руля высоты). Определение коэффициента мо^мента tnz(Cy)t обусловленного подъемной силой, тесно связано с понятием «аэродинамический фокус». Рис. 4.4. Силы и момент относительно фокуса в про-, дольном движении самолета Крыло и самолет в целом обладают важным свойством, заклю- чающимся в том, что при изменении угла атаки происходит такое перераспределение аэродинамической нагрузки, что равнодейст- вующая появившегося ее прироста проходит через одну и ту же точку F, удаленную от носика средней аэродинамической хорды на расстояние XF. Эта точка и называется аэродинамиче- ским фокусом. Таким образом, аэродинамическим- фокусом является точка приложения прироста подъемной (точнее, полной аэродинамической) силы, вызванного изменением угла атаки. Коэффициент продольного момента относительно центра тяже- сти самолета, обусловленного подъемной силой (рис. 4.4), может быть представлен соотношением т z(Cy} = mczyC^(x^xF}C: у (4.2) где тгУ—характеристика, численно рав-ная измене- нию коэффициента продольного момента тг при изменении Су на единицу; — хр — хт ХР = — и хт = •?------относительные координаты фокуса и цен- А А тра тяжести самолета (отнесены к сред- ней аэродинамической хорде 6Л). Коэффициент момента, возникающего вследствие отклонения стабилизатора, при линейной его зависимости от угла отклонения стабилизатора ф может быть представлен формулой /Мт) = л#р, (4.3) 122 где яг| — характеристика эффективности стабилизатора, численно равная изменению коэффициента продольного момента тг при от- клонении стабилизатора на 1 град. С учетом формул (4.2) и (4.3) выражение (4.1) для коэффи- циента тг -может быть представлено в виде (4.1') mz = mz + (хт — XF] Су + wj'f. |?оСу. Рис. 4.5. Зависимость коэффициента продоль- ного момента т~ от Су и угла отклонения стабилизатора Примерные зависимости коэффициента тг от Су для различных значений угла отклонения стабилизатора изображены на рис. 4.5. Разность XT—XF= mczy определяет наклон зависимости tnz(Cy), который при заданном расположении центра тяжести хт опреде- ляется положением фокуса XF. Смещение фокуса назад (увеличе-~ ние координаты XF) эквивалентно увеличению отрицательного на- клона кривой mz(Cy}, т. е. более интенсивному отрицательному приращению продольного момента Mz с ростом подъемной силы У. При установившемся прямолинейном полете, чтобы сбаланси- ровать самолет (обеспечить равенство mz = Q), как это следует из формулы (4.1/), необходимо отклонить стабилизатор на угол т + (*T-5f)Cj, ^ (44) ?= т? Как следует из этого соотношения, потребный для баланси- ро'вки самолета на заданном Су угол отклонения стабилизатора ср зависит от величины х? — XF и от характеристики эффективности стабилизатора mj. Положение фокуса самолета зависит от его аэродинамической компоновки (формы крыла, фюзеляжа, величины и расположения горизонтального оперения, наличия и вида лодвесок) и от числа М. 123 При переходе от дозвуковых скоростей полета к сверхзвуковым фокус отдельных частей са(молета (крыла, горизонтального опере- ния и фюзеляжа) из-за изменения характера распределения дав- ления по их поверхности смещается назад, Мrf, м>/ о!2>с?, Рис. 4.6. Изменение картины распределения давления на профиле крыла при изменении угла атаки Так, из сравнения_ распределения давления (зависимость коэф- фициента давления p=f(x) по профилю крыла при малых доз'ву- ковых и сверхзвуковых скоростях полета, рис. 4.6) вытекает, что при сверхзвуковых скоростях приращение равнодействующих сил давления при изменении угла атаки будет приложено примерно посредине хорды, а при дозвуковых скоростях — приблизительно на расстоянии 0,25 хорды от ее начала. Вследствие смещения фокусов всех частей самолета его фо«ус в целом при переходе от дозвуковых скоростей к сверхзвуковым также смещается назад. Величина этого смещения в зависимости от аэродинамической компоновки самолета может составлять 15—25% длины САХ._Примерный вид зависимости относительной координаты фокуса ХР от числа М полета для стреловидного крыла малото удлинения показан на рис. 4.7. В области чисел М<0,85-.-0,9 в -пределах плавного обтекания положение фокуса практически не изменяется. У крыльев малой стреловидности и достаточно большого удли- нения, например .при крайнем переднем положении поворотной части крыла переменной стреловидности (XK= 15-*-30°), на больших дозвуковых числах М полета возможно некоторое смещение фо- куса вперед (рис. 4.8). Это смещение объясняется несимметрич- ным перераспределением давления на верхней и нижней поверх- 121 ностях таких крыльев (рис. 1.16) из-за образования местных сверх- звуковых зон, заканчивающихся скачками уплотнения. Минимальным относительным смещением фокуса назад при переходе к сверхзвуковым скоростям обладают крылья, имеющие форму, близкую к треугольной. OCFj ф- ocFj ае - * 0,4- / 1.4 0,2 1 и/ 0,3- П9 * ------ ------ - ^j i i -^ 1 О U 1 2 M Рис. 4.7. Влияние числа М полета Рис. 4.8. Влияние числа М полета на положение фокуса стреловидного на положение фокуса прямоугольного крыла крыла Горизонтальное оперение, расположенное за крылом, вызывает смещение аэродинамического фокуса назад, и тем сильнее, чем большей эффективностью оно обладает. Эффективность горизон- г.о Рис. 4.9. Взаимное расположение горизонтального оперения и обла- стей максимальных скосов потока и максимального торможения за крылом тального оперения, расположенного за крылом, уменьшается из-за скоса потока, создаваемого крылом и фюзеляжем, и уменьшения скоростного напора в области оперения вследствие торможения воздуха вблизи крыла и фюзеляжа. Область максимальных ско- сов потока располагается примерно в плоскости вихреЪого следа за крылом (рис. 4.9), а зона максимального торможения — между плоскостью вихревого следа и плоскостью крыла. При изменении 125 угла атаки меняют свое положение плоскость вихревого следа и зона максимального торможения потока. Зная расположение вих- ревого следа и зоны максимального торможения потока при раз- личных углах атаки и углы атаки, на которых необходимо обеспе- чить высокую эффективность оперения, можно подобрать и опти- г1 >г' Ui/^Ot/. У иУотр, что яевоз- мальное расположение опе- рения по высоте. При этом для различных самолетов углы атаки и соответствую- щее им оптимальное распо- ложение оперения могут быть различными. У само- летов со стреловидными и треугольными крыльями предпочитают устанавливать горизонтальное оперение в плоскости крыла или ниже. У крыльев с большой стреловидностью по перед- ней кромке при увеличении угла атаки, начина'я с неко- торых сравнительно неболь- ших углов (иногда с 6—8°), развивается срыв потока с верхней поверхности конце- вой части крыла (концевой срыв). Причиной концевого срыва, с одной стороны, является более быстрый рост коэф- фициентов подъемной силы С'у концевых сечений крыла при увеличении угла атаки (рис. 4.10) по сравнению с корневыми се- чениями, а следовательно, и более раннее достижение таких зна- чений коэффициентов подъемной силы С', при которых должен начаться срыв потока. С другой стороны, в концевых сечениях крыла уменьшаются располагаемые значения С'» что связано с "отр > преждевременным срывом потока из-за утолщения (набухания) пограничного слоя, вызванного тангенциальными течениями воз- духа в пограничном слое от корневых к концевым сечениям кры- ла. А более толстый пограничный слой менее устойчив, и его отрыв происходит при существенно меньших значениях коэффициента подъемной силы сечения крыла С' Уменьшение разменов хорд концевых сечений у крыла с сужением (если таковое имеется) также способствует более раннему отрыву пограничного слоя. Итак, у стреловидных крыльев местные значения коэффициен- та подъемной силы С' читаются Область отрыва Рис. 4.10. Влияние угла атаки на распреде- ление нагрузки по размаху крыла -у с. возрастанием угла атаки быстрее увели- в^ концевых сечениях крыла (рис. 4.10), а предельные значения С', , которые могут быть достигнуты до начала отрыва, лотр в концевых сечениях меньше, чем в корневых* 126 При наличии концевого срыва подъемная сила концевые сб- чений крыла либо уменьшается, либо не возрастает при дальней- шем увеличении угла атаки, что приводит к смещению фокуса крыла и всего самолета вперед. Зависимость коэффициента мо- мента mz от Су при данном фиксированном положении рулей становится более пологой (рис. 4.11). Происходит, как говорят, «выполаживание» кривой. <7| ? Фокус у смещаемся вперед Рис. 4.11. Зависимость коэффици- ента тг от Су для стреловидного крыла JL Z 2 Рис. 4.12. Изменения в распределе- нии Су и Су от по размаху крыла, предотвращающие срыв потока в концевых сечениях крыла Величина смещения фокуса вперед вследствие концевого сры- ва зависит от стреловидности и сужения крыла. Так, падение подъемной силы концевых сечений стреловидного крыла без су- жения вызывает более сильное смещение фокуса вперед, чем у треугольного крыла (крыла с. большим сужением), концевые ча- сти которого ввиду их малой площади создают небольшую подъем- ную силу. Для ликвидации или уменьшения интенсивности срыва на кон- цах стреловидных крыльев при их компоновке применяются раз- личные аэродинамические средства, направленные, с одной стог роны, на замедление темпа роста коэффициентов подъемной силы концевых сечений крыла при увеличении угла атаки по сравнению с центральными участками крыла (т. е. на разгрузку концевых сечений)" и, с другой стороны, на увеличение коэффициентов подъемной силы (углов атаки), при которых концевые участки еще могут обтекаться безотрывно (рис. 4.12). К числу первых относятся различного рода «крутки» крыла (геометрические и аэродинамические), при которых фактические углы атаки сечений крыла уменьшаются по мере приближения к концевым участкам, к числу вторых — постановка на концах кры- ла профилей, обладающих большими значениями С' , отгиб нос- Л)тр ков крыла, постановка предкрылков и т. л. Постановка различ- ных аэродинамических гребней и перегородок, препятствующих тангенциальным течениям воздуха в пограничном слое и, следова- 127 °ч 0,4 0,2 ixr ocf-acr 20 40 60 тельно, его набуханию (утолщению) у конца крыла также спо- собствует увеличению С' и критического угла атаки а' его "отр [ концевых сечений. Возможны также и другие способы повышения устойчивости пограничного слоя к отрыву, например сдув потока вблизи передней кромки концевых сечений крыла и ряд других. У самолета с крылом изме- няемой стреловидности поло- жение фокуса зависит от угла стреловидности XK поворотной части крыла. С увеличением угла стреловидности вследст- вие механического перемеще- ния несущей поверхности назад фокус крыла, а следовательно, и самолета в целом смещает- * ся назад (рис. 4.13). Вели- чина этого смещения зависит Рис. 4.13. Влияние стреловидности по- ОТ относительной ДЛИНЫ ПОВО- воротной части крыла на положение ротной части крыла. Чем боль- фокуса самолета ше относительная длина по- воротной части крыла, тем больше и смещение фокуса. Следует иметь в виду, что при увеличении стреловидности . крыла одновременно происходит смещение и центра тяжести самолета назад (штриховая ли- ния на рис. 4.13). Поэтому характеристикаwS; = хр — Х-., опреде- ляющая наклон моментной кривой, при изменении х меняется не столь интенсивно (-нижняя кривая на рис. 4.13). 2. Моменты рыскания и крена При скольжении с некоторым углом р (рис. 4.14) появляется боковая аэродинамическая сила Z, приложенная в центре давле- ния (в боковом фокусе), кото- рый обычно располагается выше (Ур>°) и позади (лгр > 0) центра тяжести. Поскольку боковой фо- кус не совпадает с центром тя- жести, появление боковой аэро- динамической силы Z=C#i?-^- сопровождается одновременным возникновением моментов крена » я. Mv 9V mxSl ~- и рыскания Му = * Рис. 4.14. Силы и моменты, действующие на самолет при полете со скольжением PV* = mySl~- . Коэффициенты боковой аэродинамической силы Сг и моментов тх и пгу зависят от угла скольжения и отклонения ор- ганов управления. При малых значениях угла р, при которых со- 128 хранйется безотрывность обтекания, коэффициенты Cz, mx и Щ линейно зависят от угла скольжения р (рис. 4.15): C, = Cfp; ту = т$; тх = п$$. Здесь С\, т^ т?х — характеристики коэффициентов Cz, my и /йж, численно равные изменению этих коэффициентов при изменении угла скольжения р на 1 град. con§t Рис. 4.15. Влияние угла скольжения на коэффициенты Cz, mx и ту Характеристики т* и т?х, определяющие наклоны моментных диаграмм /яу=/(р) и /яж=/(р), зависят от конфигурации отдель- ных частей самолета и их взаимного расположения, а также и от режима полета (числа М и угла атаки а) Величина момента крена при данном угле скольжения (характеристика т?х} сильно зависит от угла стреловидно- сти крыла. С увеличением угла стреловидности крыла увели- чивается отрицательный на- клон кривой mx = f(p) (рис. 4.16). Это объясняется тем, что при скольжении фак- тические углы стреловидности правого и левого полукрыльев (рис. 4.17) будут различными. Так, при скольжении на пра- вое полукрыло (j3>0) угол стреловидности правого полукрыла Хпр = Х~Р> а угол стреловид- ности левого полукрыла Хлев = х + Р- Подъездная сила крыла увели- чивается с уменьшением его стреловидности. Следовательно, подъ- емная сила правого полукрыла УПр (рис. 4.17) при р>0 будет больше, чем подъемная сила левого полукрыла УЛев- Вследствие разности подъемных сил Кпр—Улев возникает момент !крена Мл<0, величина которого примерно пропорциональна sinx. Момент крена при скольжении с заданным углом р существен- но возрастает при увеличении угла атаки (рис, 4.18), так как при 129 Рис. 4.16. Влияние стреловидности кры- ла на коэффициент момента крена этом увеличивается разность подъемных сил правого и левого по- лукрыльев. Ввиду этого у самолетов со стреловидными и тре- угольными крыльями при скольжении могут возникнуть излишне большие моменты крена, что нежелательно. Использование отри- цательного поперечного V крыла (рис. 4.19) позволяет уменьшить кренящие моменты, возникающие при скольжении самолета. В I-V ^ Ot=66tist г^. Рис. 4.17. Влияние стреловидности крьь ла на момент крена (*=8Р Рис. 4.18. Влияние угла атаки на момент крена, возникающий при скольжении этом случае при наличии скольжения на крыло действует допол- нительный момент крена М^> О, направленный в сторону сколь- жения. Зависимость mx=f(fi) при наличии отрицательного V кры- ла (ср<0) становится более пологой. Величина момента рыскания при данном угле скольжения (характеристика /тгр определяется в основном площадью и распо- ложением вертикального оперения, а также-формой фюзеляжа. У некоторых современных самолетов из-за длинной носовой части фюзеляжа возникает большой дестабилизирующий момент рыс- кания. При ограниченных по конструктивным соображениям пло- щади вертикального оперения и его плече до центра тяжести са- молета стабилизирующий путевой момент, создаваемый вертикаль- ным оперением, может оказаться недостаточным. Эта проблема очень остро стоит при полете на сверхзвуковых скоростях, когда наблюдается уменьшение эффективности вертикального оперения, и тем более значительное, чем на больших угле атаки и числе М осуществляется полет (см., например, изменение характеристи- ки ту на рис. 4.20). Это объясняется тем,-что с увеличением угла атаки вертикальное оперение, расположенное несимметрично отно- 130 Рис. 4.19. Влияние поперечного V крыла на мо- мент крена т у I О "0,0005- ^0,00/- М т%1 О 2 М -0,00/- *0,002 Рис. 4.20. Влияние числа М полета на харак- теристики Cl* п$у и nfix 131 сительно продольной оси самолета (только сверху), попадает в об- ласть пониженных скоростных напоров (в аэродинамическую тень за фюзеляжем и крылом). Простое увеличение площади такого оперения не всегда дает желаемый эффект. Выгоднее увеличивать площадь 'вертикального оперения установкой дополнительного ниж- Рис. 4.21. Влияние дополнительного вертикального оперения на характеристики бокового движения него киля (фальшкиля), эффективность которого на сверхзвуко- вых скоростях примерно в два раза выше эффективности той же площади оперения, расположенного сверху. Постановка дополнительного нижнего киля (рис. 4.21) приво- дит не только к увеличению путевого стабилизирующего момента, но и к некоторому уменьшению момента крена, так как линия действия дополнительной полеречной силы нижнего киля ZH.K в этом случае проходит ниже центра тяжести самолета, вследствие чего при положительном р возникает также и положительный мо- мент крена -Л-Г-;.. к. Аналогичный эффект вызывает и постановка двухкилевого оперения вместо эквивалентного по эффективности ,в путевом отношении одиночного киля, так как при этом умень- шается плечо УВ.О поперечной силы ZB.0 вертикального оперения до центра тяжести. На рис. 4.20 кроме характеристики т?у показаны также зави- симости характеристик С^ и т$х от числа М полета. Поскольку природа моментов крена и рыскания определяется в основном аэродинамическими силами, возникающими на крыле и оперении, качественней характер протекания зависимостей характеристик т\, т? и СР от числа М (рис. 4.20) будет похожим на зависимо- сти CJ от числа М. 132 На некоторых самолетах как с крылом неизменной, так и с крылом изменяемой стреловидности в целях улучшения их взлет- но-посадочных характеристик механизация крыла расположена по всему размаху крыла. Это затрудняет возможность использования обычных элеронов в качестве традиционных органов поперечного управления. В таком случае в качестве органов поперечного уп- равления чаще всего используются интерЦепторы, устанавли- ваемые на верхних поверхно- стях крыла (рис. 4.22), и диф- J^itHtu ференциальный стаби- лизатор, половины которого отклоняются Б противополож- ные стороны (так называемые «ножницы» стабилизатора). Интерцептор — ЩИТОК, ОТ- Рис. 4.22. Возникновение управляющей, клоняющийся вверх, вызывает силы вследствие отклонения штерцеп- повышение давления на участ- тора ке крыла, расположенном впе- реди него, за счет чего и возникает дополнительная сила АУИнт (рис. 4.22), направленная вниз. Эта сила относительно продольной оси самолета и создает поперечный управляющий момент. Сле- дует отметить, что эффективность интерцептора существенно .меньше, чем эффективность обычных элеронов. Поэтому в качестве дополнительных органов поперечного управления используются «ножницы» стабилизатора. Эффективность интерцептора, установленного на крыле изме- няемой стреловидности, в сильной степени зависит от угла стре- ловидности поворотной части крыла XK, уменьшаясь с увеличени- ем этого угла. При больших углах стреловидности (хк^60°) ин- терцептор практически не создает управляющих моментов. В этом случае поперечное управление самолетом осуществляется только за счет «ножниц» стабилизатора. Управляющий поперечный момент, который создает Интерцеп- тор, зависит от угла атаки. На углах атаки, при которых на верх- ней поверхности концевых сечений крыла возможен срыв потока, эффективность интерцептора может стать недостаточной, что мо- жет усложнить управление самолетом. § 4.3. ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ МОМЕНТЫ В КРИВОЛИНЕЙНОМ ПОЛЕТЕ К таким моментам относятся демпфирующие, спиральные и ги- роскопические моменты. 1. Демпфирующие моменты Демпфирующие моменты появляются при вращении самолета вокруг центра тяжести. Причиной возникновения этих моментов рвляется изменение условий обтекания самолета при его враще- ний, . • 133 В качестве примера рассмотрим, как возникает продольный демпфирующий момент. Предположим, что при выполнении како- го-либо маневра самолет вращается вокруг центра тяжести с не- которой угловой скоростью со*. В результате вращения во всех точках самолета, удаленных от центра тяжести, появляются до- полнительные скорости, величина которых зависит от места их расположения (рис. 4.23, где показана зпюра скоростей AVV). ^Дуг.о)ш (АМ2)Ш ф *Уг.о Рис. 4.23. Возникновение продольного демпфирующего момента Так, например, у горизонтального оперения, удаленного от центра тяжести на расстояние Lr.o, дополнительная (средняя) скорость ^,0 = ^.0. Если до вращения самолета горизонтальное оперение двигалось относительно воздушного потока со скоростью Vr.o» то дополни- тельная составляющая скорости Д^у 0» появляющаяся при вра- щении, вызывает изменение угла атаки горизонтального оперения на величину Ч-.о»- Д1Я.о _ «,*г.о У г. о ~ ^г.о (4.5) Изменение угла атаки повлечет за собой соответствующее из- менение подъемной силы горизонтального оперения: (ДГ,0)т = С;гоДа,05г.0^-° (4.6) и его момента (Д^,о)ш=-№.о)ш?,«, (4-7) Поскольку этот момент, как правило, всегда препятствует вра- щению самолета, его называют демпфирующим или тормозящим моментом. Подставив значения Дсег.о выражения (4.5) и (ДКГ. J^ равенства (4.6) в формулу (4.7), получим следующее выражение для определения продольного демпфирующего момента, создавае- мого горизонтальным оперением: (4.7') (ДМг ) =М> ш., ^ *-,-,;-> -г<0 *• 134 где M"z =—С* Зт.о^ 0 р J*° —изменение продольного момен- та горизонтального оперения, вызванное угловой скоростью тан- гажа coz, равной одному радиану в секунду (1 рад/с). Из формулы (4.7') видно, что демпфирующий момент прямо пропорционален плотности воздуха и угловой скорости враще- ния ш2. Более сложна зависимость демпфирующего момента от скорости полета, так как при изменении скорости (числа М) из- меняется С" . 'г. о Кроме горизонтального оперения демпфирующий момент соз- дается крылом и фюзеляжем. Поэтому суммарный продольный демпфирующий момент самолета в зависимости от его компонов- ки на 20—40% больше демпфирующего момента, создаваемого го- ризонтальным оперением: (AMJ^^ (1,2ч- 1,4) (AA^r о)ю. Чтобы получить коэффициент демпфирующего момента, раз- делим величину (kMz)^ самолета на ^-Sb. В результате полу- чим * (^.)с;-^г^-^>г <4-8) "Т"Л Если при вращении самолета вокруг центра тяжести изменяет- ся угол атаки крыла, то вычисленный по формуле (4.7') демпфи- рующий момент, создаваемый горизонтальным оперением, будет несколько меньше фактического. Это объясняется тем, что форму- ла (4.7') была получена в предположении установившегося (ста- ционарного) обтекания крыла и горизонтального оперения, что справедливо при постоянном угле атаки крыла. Вращение само- лета, сопровождающееся изменением угла атаки крыла, обуслов- ливает появление дополнительного момента, препятствующего вра- щению, связанного с запаздыванием создаваемого крылом скоса потока в области горизонтального оперения. Продольный момент от запаздывания скоса потока на дозвуковых скоростях полета примерно в два раза меньше демпфирующего момента. При пере* ходе через скорость звука этот момент резко уменьшается, стре- мясь к нулю. При вращении самолета вокруг нормальной оси Oyl появляет- ся демпфирующий момент рыскания, природа образования кото- рого аналогична природе образования продольного демпфирующе- го момента. * В технических описаниях самолетов обычно приводятся значения не mzz, а т™г , где безразмерная угловая скорость со^ = ——-.. Зная значение т™*, можно определить тя*\ »;—«;-f. * • 135 Сражающееся крыло ^" / / НевращайЩёеся ' крыло Рассмотрим, как образуется демпфирующий момент крена, воз- никающий при вращении самолета вокруг продольной оси Oxi. Величина этого момента в основном определяется крылом и ча- стично горизонтальным и вертикальным оперением. Предположим, что са- молет в исходном прямо- линейном полете имеет вдоль размаха крыла сим- метрично распределенную аэродинамическую на- грузку (сплошная линия внизу на рис. 4.24, а). По- смотрим, как изменится эта нагрузка, если крыло будет вращаться вокруг продольной оси Ох\ с по- стоянной угловой ско- ростью крена со*. В этом случае крылр самолета участвует в сложном движении. Кроме движе- ния в направлении по- лета одно полукрыло пе- ремещается по окружно- сти вниз, другое — по окружности вверх. Сло- жив эти движения, полу- чим результирующее дви^ жение отдельных точек крыла по винтовой тра- ектории. При таком дви- жении у опускающегося полукрыла углы атаки увеличиваются, у поднимающегося — уменьшаются (рис. 4.24, б). Действитель- но, сложив скорость полета V с вертикальной скоростью (окружной скоростью) опускающегося полукрыла ДУ^ получим результирующую скорость V, при которой угол атаки возрастет на величину Да. На такую же величину уменьшается угол атаки у поднимающегося полукрыла. Поскольку изменение угла атаки Да при вращении самолета вокруг оси Oxl по абсолютной величине мало, Рис. 4.24. Возникновение демпфирующего мо- мента крена Да; АК„ Окружная скорость ДУУ в любом .сечении крыла зависит от угловой скорости вращения ш* и расстояния, на котором нахо- дится данное сечение от оси Ох\: AV, —«jr*. 136 Таким образом, окружная скорость, а следовательно, и измене- ние угла атаки вдоль размаха (крыла будут тем больше, чем больше расстояние z. В центральном сечении крыла, где z = 0, окружная скорость равна нулю и угол атаки не изменяется. В концевых же сечениях крыла расстояние г наибольшее, поэтому скорость AVj/ и изменение угла атаки будут максимальными. В результате изменения углов атаки аэродинамическая нагруз- ка вдоль размаха крыла изменится так, что у опускающегося по- лукрыла подъемная сила увеличится, а у поднимающегося умень- шится (штриховая линия на рис. 4.24, а). Такое изменение аэро- динамической нагрузки вызовет демпфирующий момент крена, который при плавном обтекании крыла будет препятствовать вра- щению самолета. Так как демпфирующий момент крена, как и продольный демп- фирующий момент, прямо пропорционален угловой скорости вра- щения, то (МЛ,=М>_. (4.9) Для получения коэффициента демпфирующего момента величи- ну (ЛТг)ш разделим на -^—5/, где /—размах крыла. В резуль- тате получим * («Л, = -^^ = <*^ " (4-10) 2. Спиральные моменты Спиральные моменты, как и демпфирующие моменты, появляют- ся при вращении самолета. Однако они действуют относительно оси, перпендикулярной к оси вращения. Так, при вращении са- молета вокруг оси Оу{ с угловой скоростью (DJ/ возникает момент крена (Мх)ш , действующий вокруг оси Ох\. Появление этого момента объясняется тем, что при вращении самолёта вокруг оси Оу{ изменяются местные скорости вдоль раз- <маха крыла на величину ДУЖ: у полукрыла, идущего вперед, ско- рость увеличивается, у полукрыла, идущего назад, скорость умень- * В технических описаниях самолетов обычно приводится значение не тхх , а т™х , где безразмерная угловая скорость <*х — -~^ численно равна измене- нию угла атаки (в радианах) в концевом сечении крыла при вращении самолета с угловой скоростью о)*. Зная значение тх*, величину тх* можно определить по соотношению **=«;* 4- 437 шается (рис. 4.25). Такое изменение скоростей сопровождается увеличением подъемной силы у полукрыла, идущего вперед, и уменьшением у полукрыла, идущего назад. Это приводит к появ- лению момента крена, стремящегося накренить самолет в сторону отстающего полукрыла. Посколь- ку этот момент способствует вхо- ду самолета в движение по спи- рали, его называют спираль- ным моментом крена. Аналогичный момент, но суще- ственно меньшей величины соз- дает и горизонтальное оперение. Кроме того, из рассмотрения рис. 4.25 видно, что при враще- нии самолета с угловой ско- ростью рыскаиия с% вертикальное оперение приобретает дополни- тельную скорость ДУ2. Последнее обусловливает появление боковой аэродинамической силы на вертикальном оперении ZB>0 и прм не- симметричном расположении вертикального оперения (выше про- дольной оси) создает момент крена того же знака, что и крыло. Ron AY Рис. 4.25. Возникновение момента крена при вращении самолета вокруг оси Оу\ Рис. 4.26. Возникновение момента рыскания при вращении самолета вокруг оси Ох\ Рассмотрим теперь появление спирального момента при вра- щении самолета вокруг продольной оси Ох{ с угловой скоро- стью CD*. При таком вращении, как это было показано выше» у опускающегося полукрыла углы атаки увеличиваются, у подни- мающегося—уменьшаются. При увеличении угла атаки у опус- кающегося полукрыла полная аэродинамическая сила R не толь- ко увеличивается до величины Rou (рис. 4.26), но и отклоняется несколько вперед из-за увеличения подсасывающей силы. В про- 138 Тйвоположность этому у поднимающегося полукрыла полная аэро- динамическая сила, уменьшающаяся до величины /?п, отклоняется назад из-за уменьшения подсасывающей силы. Вследствие этого эпюры, показывающие изменение вдоль размаха крыла полной аэродинамической силы R и ее составляющих A-Yj на хорду крыла при вращении самолета с угловой скоростью крена ш*, будут вы- глядеть так, как показано на рис. 4.26 штриховыми линиями. Видно, что у опускающегося полукрыла,АХj направлена вперед, у поднимающегося — назад. Такое изменение составляющих A-Yj вдоль размаха крыла и обусловливает появление спирального момента рыскания (Му)ш , стремящегося развернуть самолет в рассматриваемом на рис. 4.26 случае влево. На этот момент некоторое влияние оказы- вает изменение аэродинамической нагрузки на вертикальное опере- ние, вызванное вращением самолета вокруг продольной оси. Так, например, при несимметричном расположении вертикального опе- рения (только выше продольной оси Ох\) появляется боковая аэродинамическая сила AZB.0 (рис. 4.26), момент которой проти- водействует моменту, создаваемому крылом. Влияние спиральных моментов крена и рыскания на поведе- ние самолета тем больше, чем меньше скорость (больше угол ата- ки) и больше размах крыла. С увеличением скорости полета эти моменты уменьшаются. На сверхзвуковых скоростях полета из-за исчезновения подсасывающей силы спиральный момент рыскания даже изменяет направление действия. 3. Гироскопические моменты Гироскопические моменты, как известно, появляются при из- менении положения оси вращения тела. Происхождение этих мо- ментов можно показать на следующем простом примере. Пусть две массы т- и т2, соединенные стержнем, вращаются вокруг оси Ох с некоторой угловой скоростью cojc (рис. 4.27, а). Попы- таемся изменить положение оси вращения, создав в момент прохож- дения стержнем горизонтального положения кратковременным им- пульсом угловую скорость шу. В результате этого масса пг{ приоб- ретет дополнительную скорость AVi, направленную вперед, а масса т2— скорость ДУг, направленную назад. При дальнейшем вращении системы с угловой скоростью мх массы т\ и ш2, стремясь по инерции сохранить приобретенные скорости, создадут гироско- пический момент МГир, который при переходе из положения а в положение б (рис. 4.27, б) будет стремиться повернуть ось Ох вокруг оси Ог. Таким образом, гироскопический момент появляет- ся при вращении тела вокруг двух осей и действует относительно третьей, им перпендикулярной, аналогично тому, как это имеет место у гироскопа. Вращающийся ротор компрессора и газовая турбина реактив- ного двигателя представляют собой большие гироскопы, установ- 139 ленные йа CaM Как видно, инерционные моменты пропорциональны произве- дению угловых скоростей на разность моментов инерции: Jx—Jy, Jz—Jx и Jy—/2. В отличие от восстанавливающих (стабилизирую- щих) моментов, обеспечивающих возвращение самолета к исход- ному режиму полета, инерционные моменты являются дестабили- зирующими, стремящимися увести самолет от заданного режима полета. ГЛАВА 5 ПРОДОЛЬНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ § 5.1. ФИЗИЧЕСКАЯ ПРИРОДА РАЗВИТИЯ ПРОДОЛЬНОГО ДВИЖЕНИЯ Прежде чем приступить к рассмотрению характеристик про- дольной устойчивости и управляемости самолета, обратим внима- ние на одно важное свойство самолета, связанное с законом из- менения аэродинамических сил и моментов, действующих на него. Как известно, эти силы и моменты пропорциональны их коэф- фициентам и скоростному напору. Так, например, подъемная сила Y=CyS~- пропорциональна коэффициенту Су. Величина этого коэффициента определяется главным образом значением угла ата- р|/2 ки. Величина же скоростного напора 2 • на данной высоте полета зависит только от скорости полета. Поэтому для суждения об из- менении аэродинамических сил и моментов при нарушении равно- весия необходимо знать, как изменяется угол атаки а и ско- ро'сть V. Самолеты сравнительно быстро изменяют угол атаки и медлен- но скорость. Так, например, при выполнении какого-либо маневра самолет способен за пер-вую секунду увеличить угол атаки в не- сколько раз, в то время как скорость за это время практически не успевает измениться. Следовательно, в первые несколько се- кунд после нарушения равновесия необходимо обращать внимание главным образом на изменение угла атаки. Скорость при этом можно считать практически постоянной. Лишь с течением време- ни она начнет изменяться, при этом в зависимости от колебаний скорости угол атаки также может меняться, но его изменение бу- дет играть уже второстепенную роль. Отмеченное можно проследить на примере реакции самолета на отклонение стабилизатора. На рис. 5.1 показано изменение ос- новных параметров движения самолета для рассматриваемого слу- чая. Выполняя установившийся горизонтальный полет, летчик быст- рым взятием ручки на себя отклонил стабилизатор на некоторую малую величину Дер (точка О на рис. 5.1) Возникший кабрирую- 143 ? &#?&>№ Малое Движение Рис. 5Л. Изменение параметров продольного движения при отклонении стабилизатора щий момент ДМГ, равный М|Аср, вызовет вращение самолета во- круг поперечной оси Oz{ и'увеличение угла атаки а. Через неко- торое время самолет приобретет ка-кое-то установившееся значе- ние угла атаки (Аа)уст- Это приведет к росту подъемной силы У, которая станет больше силы тяжести G на величину А К (точка 1 на рис. 5.1). В результате этого самолет, искривляя траекторию, перейдет в набор высоты. Поскольку положение рычага управле- ния двигателем осталось неизменным, по мере увеличения высоты полета скорость будет уменьшаться. Уменьшение скорости полета и падение плотности воздуха обусловят уменьшение подъемной силы. На некоторой высоте полета (точка 2 на рис. 5.1) прирост подъемной силы А У станет равным нулю. Угол тангажа 9 в дан- ной точке будет максимальным. Вследствие наличия вертикаль- ной скорости в этой точке самолет будет продолжать набирать высоту и уменьшать скорость. При неизменном положении стаби- лизатора это приведёт к появлению отрицательного прироста подъемной силы, направленного сверху вниз (точка 3 на рис. 5.1). Начнется искривление траектории вниз, вследствие чего самолет сначала прекратит набирать высоту (точка 4 на рис. 5.1), а затем перейдет на снижение с последующим нарастанием скорости. Это приведет к росту скорости и подъемной-силы с последующим ис- кривлением траектории вверх. Совершив слабо затухающие колебания высоты и скорости, самолет в конце концов сбалансируется на некоторых установив- шихся значениях скорости А Куст и высоты A//yCT. Из рассмотрения изменения параметров движения, показанного на рис. 5.1, можно прийти к выводу, что общее продольное движение можно разде- лить на две составляющие: — на движение, связанное с изменением угла атаки в начале возмущенного движения, когда скорость в первом приближении можно считать постоянной; — на движение, связанное с изменением скорости полета, про- являющееся в дальнейшем, когда медленное вращение относи- тельно оси Ozi позволяет в каждый момент времени считать са- молет сбалансированным по моментам. Первую составляющую движения будем называть малым или короткопериодическим движением, вторую —большим или длин- нО'Периодическим движением.,В соответствии-с этим и продольную устойчивость можно разделить на два *вида: устойчивость при постоянной скорости, называемую устойчивостью по перегрузке, и устойчивость при изменяющейся скорости, называемую устой- чивостью по скорости. Устойчивость по перегрузке является важ- нейшей характеристикой, определяющей пилотажные свойства са- молета. § 5.2. УСТОЙЧИВОСТЬ ПО ПЕРЕГРУЗКЕ Самолет называется устойчивым по перегрузке, если самостоя- тельно, без вмешательства летчика стремится сохранить пере- грузку исходного режима полета. Такое название этому виду ус- 145 тойчивости дано потому, что при постоянной скорости увеличение или уменьшение угла атаки сопровождается изменением подъем- ной силы, а следовательно, и перегрузки яу = -рт-.Для лучшего по- нимания устойчивости по перегрузке рассмотрим, как она прояв- ляется. АУ 4» Ad* AMZV Рис. 5.2. Развитие малого продольного движения Предположим, что в результате воздействия какой-либо возму- щающей причины' (например, входа в восходящий поток) у са- молета, летящего прямолинейно, увеличился угол атаки на вели- чину Да. Это приведет к увели- Ъ& чению подъемной силы, а значит, и перегрузки на величину Д/гу = = --р-. Прирост подъемной силы ь А К, приложенный IB фокусе, о-ка- L зывает двоякое воздействие на самолет: во-первых, он вызывает поступательное перемещение са- Рис. 5.3. Изменение угла атаки молета вверх С некоторым уско- в процессе малого продольного дви- рением, одинаковым для всех жения частей самолета, во-вторых, из-за несовпадения аэродинамического фокуса с центром тяжести возникает продольный момент AMz-=AK(;cT—XF). Этот момент при расположении центра тяжести впереди фокуса (рис. 5.2) обусловливает ускоренное вращение са- молета вокруг центра тяжести на пикирование. В результате сложения этих движений самолет, искривляя тра- екторию вверх, будет опускать нос и уменьшать угол атаки. В точке / он вернется к исходному углу атаки (Да = 0)—прирост подъемной силы А У станет равным нулю. Но IB этой точке самолет, еще имея некоторую вертикальную скорость и угловую скорость вращения, будет продолжать перемещаться вверх и вращаться, уменьшая угол атаки. Вследствие этого появится прирост подъем- ной силы ДК, направленный вниз. Сначала он будет способство- вать погашению угловой скорости вращения (точка 2), а затем вызовет вращение самолета в противоположную сторону и т. д. Наличие демпфирующих моментов, препятствующих вращению, обусловливает на малых высотах сравнительно быстрое затухание возникающих колебаний. В качестве примера на рис. 5.3 показан типичный закон изменения угла атаки устойчивого по перегрузке самолета при попадании его в восходящий доток. 146 Поскольку начальный импульс на бозйращейие самолета к ис- ходной перегрузке (углу атаки) определяется взаимным располо- жением центра тяжести и фокуса, то для того, чтобы самолет был устойчив по перегрузке, необходимо, чтобы центр тяжести нахо- дился впереди фокуса. Таким образом, должно удовлетворяться следующее условие: тсгу =XT — XF<0. (5.1) Строго говоря, на устойчивость по перегрузке оказывает неко- торое влияние и динамика движения самолета. При этом чем боль- ше демпфирующий момент, тем больше при прочих равных усло- виях будет и устойчивость по перегрузке. Как известно, демпфи- рующий момент, препятствуя вращению самолета как при откло- нении угла атаки от исходного значения, так и при возвращении к исходному положению, вызывает затухание возникающих коле- баний. Поэтому на первый взгляд может показаться странным, что с ростом демпфирующего момента устойчивость по перегрузке увеличивается. Чтобы в этом убедиться, рассмотрим динамику движения самолета. Допустим, что в процессе возмущенного движения, обуслов- ленного, например, изменением угла атаки, самолет начнет ис- кривлять траекторию движения. Если бы при искривлении тра- ектории направление продольной оси самолета оставалось неиз- менным, то при отклонении траектории вверх угол атаки стал бы уменьшаться, а при отклонении вниз — увеличиваться. Это значит, .что само искривление траектории способствует возвращению само- лета к исходному углу атаки, т. е. к повышению устойчивости по перегрузке. Чем больше демпфирующий момент, тем меньше при искривлении траектории движения будет поворачиваться продоль- ная ось самолета, а следовательно, тем большей устойчивостью по перегрузке обладает самолет. Влияние демпфирующего момента на устойчивость по перегруз- mzz 2m ке может быть оценено величиной ------, где ц = —$? —относи- тельная массовая плотность самолета *. Так, например, для само- лета МиГ-21 при полете на высоте 2 км (р«0,1) с весом 9200 кгс относительная массовая плотность составит _______2.9200_______9т р — 9,81.0,1.23,5-4 ~~ZUU' * Под относительной массовой плотностью самолета понимается отношение массы самолета к массе воздуха, заключенного в объеме самолета. Поскольку вычисление объема самолета достаточно сложно, условно за его объем прини- Sb мается величина -тр. 147 При числе М полета, равном 0,7, для рассматриваемого самолета т?*=— 2,0. Тогда Z _ т°* 2,0 -0,01, f* 200 что эквивалентно смещению фокуса самолета назад на 1% САХ. Степень устойчивости по перегрузке, которую иногда обознача- ют ап, с учетом динамики движения (демпфирования) определяет- ся следующим выражением: <* *, = *т-*_* + -;?-. (5-2) У современных сверхзвуковых маневренных самолетов, имею- щих большую массовую плотность ^ и сравнительно слабое есте- ственное демпфирование ш** , влияние последнего на устойчивость по перегрузке незначительно, особенно на больших высотах, где оно становится пренебрежимо мало. Это значит, что устойчивость по перегрузке у таких'Самолетов в основном определяется взаим- ным расположением центра тяжести и фокуса. Расстояние между фокусом и центром тяжести иногда называют запасом устойчиво- сти, определяя этим термином расстояние, на которое нужно пе- реместить назад центр тяжести самолета (в долях САХ), чтобы совместить его с фокусом. Положение центра тяжести, когда он совпадает с фокусом, называют нейтральной центровкой*. При такой центровке самолет безразличен к нарушению равновеси-я, не проявляет тенденции ни к возвращению к исход- ной перегрузке, ни к дальнейшему отходу от нее. Дальнейшее перемещение центра тяжести назад, за нейтральную центровку, приведет к появлению неустойчивости по перегрузке. В этом слу- чае при увеличении угла атаки возникнет кабрирующий момент, а при уменьшении — пикирующий. Каждый будет стремиться еще больше отклонить самолет от исходного режима полета. § 5.3. ВЛИЯНИЕ РАЗЛИЧНЫХ ФАКТОРОВ НА УСТОЙЧИВОСТЬ ПО ПЕРЕГРУЗКЕ Выше было показано, что устойчивость по перегрузке может изменяться при изменении положения центра тяжестц или фокуса самолета. Изменение положения центра тяжести в полете связано с вы* работкой топлива, расходованием боекомплекта, сбрасыванием *_Под нейтральной центровкой, строго говоря, понимают величину Ир — *>? -----------. т. е. положение фокуса, определенное с учетом динамики движения самолета. 148 Грузов, изменением угла стреловидности крыла и t. и. и обычно задается центровочным графиком. Чем меньше изменяется центровка самолета, тем меньшие из- менения при данном положении фокуса претерпевают устойчи- вость по перегрузке и характеристики управляемости. Поэтому для уменьшения изменения устойчивости по перегрузке сбрасывае- мые в полете грузы располагают вблизи центра тяжести, топ- ливные баки размещают как впереди, так и позади центра тяже- сти и соответствующей программой выработки топлива обеспечи- вают минимум изменения центровки (минимум изменения устой- чивости по перегрузке). Положение фокуса самолета данной компоновки в основном зависит от режима полета: числа М, угла атаки а и в некоторой степени от скоростного напора при данном числе М (т. е. от вы- соты полета). Как было показано в главе 4, влияние числа М полета прояв- ляется наиболее сильно при переходе через скорость, равную ско- рости звука, вызывая при перестройке обтекания от дозвукового к сверхзвуковому интенсивное перемещение фокуса назад. Вслед- ствие этого на сверхзвуковых скоростях полета запас устойчивости по перегрузке может быть в 3—6 раз больше, чем на дозвуковых скоростях. Влияние изменения угла атаки на положение фокуса и устой- чивость по перегрузке проявляется только на больших углах ата- ки, когда возникает срывное обтекание, и зависит от аэродинами- ческой компоновки самолета. Наиболее значительное уменьшение устойчивости по перегрузке на больших углах атаки может на- блюдаться у самолетов со стреловидными крыльями. В некото- рых случаях выход на большие углы атаки у таких самолетов может сопровождаться полной потерей устойчивости по перегруз- ке, приводящей к так называемому «подхвату» (глава 8). На устойчивость по перегрузке некоторое влияние могут оказать упругие деформации частей самолета (крыла, фюзеляжа, горизонтального оперения и др.), величина которых зависит от аэродинамических нагрузок. Последние тем больше, чем больше приборная скорость полета (скоростной напор). У сов- ременных самолетов, летающих с большими приборными скоростями, это влия- ние может быть весьма значительным, особенно у самолетов с тонкими стрело- видными крыльями. Если у прямого крыла при его деформации угол атаки изменяется только в результате кручения, то у стреловидного крыла он меняется еще и в резуль- тате изгиба. Убедимся в этом. Пусть на стр.еловидное крыло набегает воздуш- ный поток со скоростью V (рис. 5.4). Выделим вдоль его размаха два сечения 1—2 и 3—4, параллельные направлению скорости V. Под действием аэродинами- ческой нагрузки стреловидное крыло деформируется так же, как и прямое: про- исходит изгиб оси жесткости и закрутка сечений крыла относительно оси жест* кости. При этом ось жесткости, поворачиваясь относительно некоторой оси О—О, перпендикулярной к оси жесткости, деформируется, как показано на рис. 5.4. Так как точки 2 и 4 выбранных сечении находятся на большем расстоя- нии от оси 0—0, чем соответствующие точки / и 3 этих сечений, то при изгибе' стреловидного крыла они перемещаются по вертикали также на большие рас- стояния. Это видно на рис. 5.4 по расположению точек V\ 2'у 3' и 4'\ соответ- ствующих деформированной оси жесткости. Очевидно, что различная величина 149 перемещений по вертикали носика и Хвостика хорды стреловидного крыла при его изгибе приводит к тем большему уменьшению угла атаки, чем дальше от оси 0—0 расположено выбранное сечение крыла. Ось жесткости изогнутого крыла Рис. 5.4. Изменение аэродинамической нагрузки вдоль размаха стрело- видного крыла, вызванное его деформацией (А?ЛО) упр Рис. 5.5. Изменение аэродинами- ческой нагрузки на оперении, вы- званное деформацией фюзеляжа К деформациям изгиба стреловидного крыла добавляются деформации кру- чения, которые в зависимости от взаимного расположения центра жесткости и центра давления могут как увеличивать, так и уменьшать угол атаки. На до- звуковых скоростях полета центр давления обычно располагается впереди центра жесткости, вследствие чего деформации из- гиба и кручения оказывают противополож- ное влияние на изменение угла атаки. У самолетов, имеющих угол стреловид- ности крыла х>30-г-40°, влияние дефор- мации изгиба на изменение угла атаки обычно превалирует над деформациями кручения. На сверхзвуковых скоростях полета центр давления крыла обычно распо- лагается позади его центра жесткости, вследствие чего как изгиб, так и круче- ние вызывают уменьшение угла атаки вдоль размаха крыла, и тем сильнее, чем на большем удалении от плоскости симметрии расположено выбранное сечение крыла. Изменение углов атаки, вызванное упругими деформациями стреловидного крыла, сопровождается перераспределением нагрузки вдоль размаха. В конце- вых сечениях крыла, где наиболее сильно уменьшается угол атаки, наблюдается снижение аэродинамической нагрузки (рис. 5.4). На этом рисунке штриховой линией показано распределение аэродинамической нагрузки вдоль размаха жесткого крыла, сплошной линией —ее изменение у упругого крыла. В резуль- тате разгружения концевых сечений фокус стреловидного крыла перемещается вперед, что приводит к уменьшению устойчивости по перегрузке. Горизонтальное оперение является небольшим крылом, поэтому проведен- ный анализ влияния .деформации крыла относится и к оперению. Кроме того, на ^подъемную силу горизонтального оперения и продольный момент, создавае- мый им, большое влияние оказывают деформации Люзеляжа. Допустим, что под действием какого-либо возмущения произошло увеличение угла атаки горизон- тального оперения на величину Даг. 0. Если бы фюзеляж и оперение не дефор- мировались, то у горизонтального* оперения появился бы прирост подъемной силы АУг.о (рис. 5.5). Однако вследствие изгиба фюзеляжа угол атаки горизон- тального оперения уменьшается на величину 'Да, что вызывает дополнительное из- 150 менение подъемной силы (ЛУг.о)упр, направленной сверху вниз. Последнее экви- валентно смещению фокуса самолета вперед. О влиянии упругих деформаций самолета на положение фокуса, а соответ- ственно и на устойчивость по перегрузке можно судить, сопоставив сплошную (//1 = 15 000 м) и штриховую (//2 = 5000 м) линии, показанные на рис? 5.6. Раз- ница между этими кривыми определяет смещение фокуса самолета, обусловленное упругими дефор- мациями. Хр На устойчивость по перегрузке замет- ное влияние может оказать изменение угла стреловидности крыла в полете. Как было показано в главе 4 (рис. 4.13), при изменении угла стреловидности одновре- менно меняют свое положение фокус и 46 0,4 Н,=?_000м ^Т" •1 н> > >1Х Н2=5000А1 0,5 0,75 1,0 /,25 М Рис. 5.6. Влияние числа М т* - - и высоты полета на поло- центр тяжести самолета. В результате жение аэродинамического этого при увеличении угла стреловидно- фокуса сти до % = 40-.-50° устойчивость по пере- грузке возрастает, а при дальнейшем увеличении угла стреловид- ности несколько уменьшается. § 5.4. СВЯЗЬ УПРАВЛЯЕМОСТИ С УСТОЙЧИВОСТЬЮ ПО ПЕРЕГРУЗКЕ Если самолет устойчив по перегрузке, то для изменения угла атаки необходимо преодолеть собственное свойство самолета со- хранять перегрузку. Для этого сдедует, приложив усилие к ручке управления ДРВ, отклонить ручку и руль высоты (стабилизатор) на вели- чины A#B и Дер. В результате появится неуравновешенный момент Ж^Дср и самолет начнет изменять угол атаки и перегрузку. Если самолет устойчив по перегрузке, он сам об а лансируется на новом значении перегрузки, соот- ветствующем отклонению стабилиза- тора. Динамические свойства устойчиво- го по перегрузке самолета таковы, что переход на новую перегрузку осуще- ствляется, как правило, по периодиче- скому закону. В процессе этого пере- хода самолет совершает затухающее колебательное движение, отклоняясь от нового установившегося значения перегрузки (пу) то в одну, то в другую сторону (рис. 5.7). Чем меньше продольный демпфи- рующий момент и больше устойчивость по перегрузке, тем все большими забросами (выбросами) перегрузки сопровождается переходный процесс с одной перегрузки на другую и тем медлен- нее затухают колебания. Под забросами (Д/гу)заб понимаются мак- симальные значения динамических ошибок, определяемых как раз- 151 Рис. 5.7. Изменение перегрузки при ступенчатом отклонении стабилизатора ность между текущим значением перегрузки и ее новым устано- вившимся значением. Чем меньше период колебаний Гп, тем лет- чику труднее парировать возникающие колебания. Теория и практика показывают, что с увеличением устойчиво- сти по перегрузке оя, с ростом скорости и уменьшением высоты полета период колебаний уменьшается. У современных самолетов период колебаний сравнительно невелик и в среднем составляет -Гп=1-.-5 с. Именно поэтому такой вид движения часто называют короткопериодическим или малым продольным движением. При увеличении демпфирующих моментов и уменьшении устойчивости по перегрузке период колебаний возрастает. Поделив прикладываемое летчиком к ручке управления усилие ДРВ и отклонения ручки Ахв и стабилизатора Дер, потребные для перехода самолета на новую перегрузку (пу) ст, на величину ус- тановившегося прироста перегрузки (Дяу) , получим градиент пл АЯВ усилия по перегрузке Р у= в—>а также градиенты от- (ЬПу)уСГ клонений ручки Х"У= /дл^в и стабилизатора у"у = ,д *— по перегрузке. Эти градиенты являются важными характеристиками управляемости самолета. Наиболее надежно их величины опреде- ляются при летных испытаниях самолета. Градиент отклонения стабилизатора по перегрузке <$ПУ чис- ленно равен отклонению стабилизатора, необходимому для изме- нения перегрузки на единицу. Он определяется следующим вы- ражением: *—-$-»,•-. <5-з> где Су п — коэффициент подъемной силы самолета в исходном горизонтальном полете. Из формулы (5.3) следует, что для увеличения перегрузки на единицу требуется тем больше отклонять стабилизатор, чем на большем коэффициенте СУт п (меньшей скорости) осуществляется исходный горизонтальный полет, чем большей устойчивостью по перегрузке ап и меньшей эффективностью стабилизатора т] об- ладает самолет. При ап = —-0,1, /и|=— 0,01 и СУгп=0,1 градиент <ряу =—Г. Это значит, что в рассматриваемом случае для изменения пере- грузки на единицу (ДАгу=1) стабилизатор необходимо отклонить на Аср = — Г. Если бы при перемене числа М полета устойчивость по пере- грузке an и эффективность стабилизатора т* оставались неиз- менными, градиент упу менялся бы пропорционально ^уг.п (штри- ховая линия на рис. 5.8). Однако пр'И переходе на сверхзвуковые скорости растет устойчивость по перегрузке и падае,т эффектищ- 152 91 !ПУ м йость стабилизатора, в результате чего градиент отклонений ста* билизатора по перегрузке упу изменяется так, как показано на рис. 5.8 сплошной линией. Градиент упу в летном диапазоне скоростей и высот полета изменяется в широких пределах (в 20—30 раз). Минимальное значение градиент <рлу имеет при полете на больших дозвушвых скоростях у земли, где о« равен — (0,3-5-0,5°). Зная градиент <рлу, зависи- мость отклонения стабилизатора от перемещения ручки, характе- ризуемую передаточным числом /Св, и характеристику жесткости загрузочного механизма Св; мож- но найти градиенты отклонения ручки ХПВУ и усилия на ручке Р^У по перегрузке по следующим формулам: 1 О Рис. 5.8. Зависимость градиента упу от числа М полета л= PV Кв Св /Св •?">; ?"у. (5.4) (5.5) Под градиентами отклонения ручки и усилия на ней по пере- грузке понимают отклонение ручки и усилие, которое необходимо дополнительно приложить к ней, чтобы изменить перегрузку на единицу. При постоянных коэффициентах /Св и Св градиенты xnj и Р"У изменялись бы так же, как и градиент упу (рис. 5.8). В .этом слу- чае на больших дозвуковых скоростях полета самолет был бы излишне «легким» в управлении, требуя для изменения перегруз- ки малых перемещений ручки и небольших усилий на ней, на ма- лых дозвуковых и сверхзвуковых скоростях он был бы «тяжелым» в управлении. В первом случае самолет будет очень чувствительным к изме- нению "усилия на ручке и к ее перемещению, будет легко изме- нять угол атаки и перегрузку, вследствие чего летчик может не- произвольно раскачать самолет или вывести его на недопустимо большую перегрузку. Во втором случае летчик при выполнении маневра будет быстро утомляться, чувство управления будет при- туплено. Практика показывает, что при управлении самолетом летчику трудно осуществлять точную дозировку как очень малых, так и очень больших усилий и отклонений ручки управления. На рис. 5.9 в качестве примера показана зависимость изменения от- носительной ошибки, допускаемой летчиком, от величины потреб- Г53 ного отклонения ручки управления. Видно, что для получения ошибки, не превышающей заданного уровня, необходимо иметь вполне определенный диапазон отклонений ручки управления. Верхний предел этого диапазона обычно лежит за ограничениями, накладываемыми достаточной эффективностью стабилизатора. По- этому обычно регламентируются наименьшие значения потребных перемещений ручки управления. I ///////, Желаемый диапазон V//////S ////////. '\у^// ------------------------------------------э*~Хпотр Рис. 5.9. Влияние величины перемещения ручки управления на относительную ошибку Летная практика показывает, что летчики дают хорошую оцен- ку управляемости маневренного самолета, если градиент усилия по перегрузке Я*У находится в пределах —(1—3) кгс, а значение градиента ХПВУ— -не менее —(10—15) мм. У современных сверхзвуковых самолетов с гидроусилителями, включенными в систему управления по необратимой схеме, потреб- ные значения градиентов Р"У и я"> обеспечиваются с помощью специальных устройств (автоматов), устанавливаемых в систему управления (глава 11). Из рассмотрения характеристик управляемости самолета в криволинейном полете следует, что они теснейшим образом связаны с устойчивостью по пере- грузке. Чем большей устойчивостью обладает самолет, тем лучше его реакция на отклонение^ стабилизатора, тем проще управление самолетом. Однако из- лишне большой запас устойчивости по перегрузке нежелателен по ряду обстоя- тельств. Во-первых, большой запас устойчивости по перегрузке требует значитель- ных отклонений стабилизатора для изменения перегрузки, что следует из фор- мулы (5.3). Это не позволяет даже при полном отклонении стабилизатора вы- вести самолет на большие перегрузки. В результате на сверхзвуковых скоро- стях полета существенно ухудшаются маневренные свойства самолета. Во-вторых, увеличение запаса устойчивости по перегрузке сопровождается увеличением потерь на, балансировку. Существо этого явления состоит в сле- дующем. Поскольку у устойчивого по перегрузке самолета центр тяжести распо- лагается впереди фокуса (рис. 5.10), то для уравновешивания момента, создавае- мого подъемной силой У0, приложенной в фокусе, необходимо на горизонталь- 154 ном оперении создать такую подъемную силу АУг.о, направленную сверху вниз, чтобы равнодействующая У=У0 — АКГ. 0 проходила через центр тяжести. Отсюда можно прийти к выводу, что продольная балансировка сопровож- дается уменьшением подъемной силы самолета на величину АКГ, о, требуя для поддержания заданной подъемной силы (например, равной силе тяжести) до- полнительного отклонения стабилизатора, необходимого для увеличения угла атаки и, следовательно, подъемной силы крыла. Последнее приводит к увеличе- нию лобового сопротивления и, следовательно, к уменьшению аэродинамического качества самолета, что характерно при полете на сверхзвуковых скоростях и больших высотах, особенно при маневре с большими перегрузками. Рис. 6.10. Влияние продольной балансировки на подъемную силу самолета Уменьшение несущих свойств самолета, рост лобового сопротивления и, как следствие, падение аэродинамического качества называют потерями на ба- лансировку. Чем больше устойчивость по перегрузке, т. е. чем больше расстояние между фокусом и центром тяжести, тем большую отрицательную подъемную силу на горизонтальном оперении требуется создать для обес- печения продольного равновесия, тем больше будут потери на баланси- ровку. Потери на балансировку можно существенно уменьшить, если конструктив- ными мероприятиями (выбором формы крыла в плане, применением дестаби- лизаторов, перемещающих фокус самолета вперед, регулированием центровки перекачкой топлива и т. д.) удается создать на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета примерно постоянный сравнительно небольшой запас устой- чивости по перегрузке. Однако при практической реализации этих мероприятий возникает ряд трудностей, которые не всегда удается успешно преодолеть. Поэтому чаще конструкторы предпочитают применение наиболее простого пути — более задней центровкой обеспечить требуемый запас устойчивости по пере- грузке на сверхзвуковых скоростях полета. Но это может привести к недоста- точной устойчивости по перегрузке на дозвуковых скоростях полета и вызвать ряд особенностей при управлении самолетом. Во-первых, из-за высокой чувствительности к отклонению стабилизатора са- молет становится «строгим в управлении», требуя от летчика повышенного вни- мания и точности в дозировании величины отклонения ручки. Трудность сораз- мерить отклонение стабилизатора на необходимую величину вынуждает иногда летчика отклонять ручку несколько раз то в одну, то в другую сторону, что может привести к раскачке самолета. Во-вторых, если летчику удается отклонить стабилизатор на величину, не- обходимую для перевода самолета на новый режим полета, то при малой устой- чивости по перегрузке самолет реагирует на это отклонение вяло, не сразу, а через некоторое время. Допустим, что для балансировки самолета при полете с перегрузкой пу тре- буется удерживать стабилизатор в положении <р0 (рис. 5.11). Пусть летчик, ре- шив выполнить маневр с перегрузкой nyi f в момент времени t0 прикладывает 155 усилие к ручке и отклоняет стабилизатор в положение фь соответствующее ба- лансировке самолета по перегрузке nyj e Тогда, у малоустойчивого самолета пе- регрузка будет изменяться так, как показано на рис. 5.11 сплошной линией. Стремясь ускорить переход самолета с одной перегрузки на другую, летчик вынужден будет перемещать ручку и отклонять стабилизатор на величину ср2, большую, чем это требуется для балансировки самолета на новом режиме полета /7 U,, .Л_____ <Р- Рис. 5.11. Изменение перегрузки при управлении малоустойчивым само- летом (яу1). Если бы стабилизатор удерживался в этом положении, перегрузка изме- нялась бы так, как показано на рис. 5.11 штрихпунктирной линией. Видно, что при истечении времени /2 самолет превысит», заданное значение перегрузки яу1 и будет продолжать ее увеличивать до тех пор, пока не выйдет на перегрузку, соответствующую балансировке при <р2. Чтобы' самолет не превысил требуемое значение перегрузки nyi ? необходимо в некоторый момент времени t\ возвра- тить стабилизатор в балансировочное положение <рь что приведет к изменению перегрузки, как показано на рис. 5.11 штриховой линией. Как видно, ускорение реакции самолета сопровождается увеличением за- броса перегрузки (Дяу)заб.Парирование этого заброса перегрузки требует допол- нительного отклонения стабилизатора для погашения угловой скорости вращения самолета с последующим возвращением его в балансировочное положение. Сле- довательно, при небольшом запасе устойчивости по перегрузке трудность точной дозировки малых перемещений ручки с небольшими усилиями на ней и желание повысить реакцию самолета будут вынуждать летчика при переходе с одного режима полета на другой отклонять ручку то в одну, то в другую сторону. При этом создадутся условия для непроизвольной раскачки самолета, которая является одним из характерных признаков малой устойчивости его. Наиболее благоприятные условия для раскачки у такого самолету будут возникать при^ точном пилотировании (например, во время прицеливания). Чем меньшей устойчивостью по перегрузке обладает самолёт, тем более точными и плавными должны быть перемещения ручки управления для предотвращения раскачки, Это, конечно, усложняе? управление самолетом, но при сшэетствук*- 156 щей тренировке больших трудностей у летного состава не вызывает. Так, напри- мер, на дозвуковых скоростях полета у ряда современных самолетов при не- которых вариантах подвесок устойчивость по перегрузке может уменьшиться до нейтральной. Тем не менее летчики, зная об этих особенностях и привыкнув к ним, успешно справляются с пилотированием. Управление самолетом существенно усложняется, если по какой-либо при- чине самолет станет неустойчивым по перегрузке. У устойчивого по перегрузке самолета с ростом угла атаки (перегрузки) увеличивается и пикирующий (ста- билизирующий) момент, пре- Лпу Я=5000л.Х"^ч / V Я=Ш00л| Рис. 5.12. Влияние высоты полета на переход- ный, процесс изменения перегрузки пятствующий увеличению угла атаки. Вследствие этого при отклонении стабилизатора са- молет как бы сам находит ба- лансировочное значение угла атаки, соответствующее этому отклонению стабилизатора. Сов- сем по-иному ведет себя не- устойчивый по перегрузке са- молет, у которого центр тяже- сти располагается позади фо- куса (нейтральной центровки). По мере роста угла атаки и подъемной силы у него растет кабрирующий (дестабилизи- рующий) момент, который про- должает увеличивать угол ата- ки, и перегрузку. Поэтому при управлении неустойчивым по перегрузке самолетом летчик, как минимум, делает двойное движение ручкой: сначала отклоняет ее в направ- лении желаемого изменения угла атаки (для увеличения угла атаки — на себя, для уменьшения — от себя), а затем, по мере приближения угла атаки к задан- ному значению, не только возвращает ручку в исходное положение, но и для балансировки самолета отклоняет ее в противоположную сторону. Несмотря на существенное усложнение управления, неустойчивый по пере- грузке самолет будет иметь одно важное преимущество перед устойчивым: для его балансировки требуется на горизонтальном оперении создавать подъемную силу ДУг.о, направленную в ту же сторону, что и подъемная сила крыла. Вследствие этого продольная балансировка будет приводить к увеличению подъемной силы самолета. Меньшее падение несущих свойств и, как следствие, уменьшение потерь на балансировку и привлекает внимание конструкторов к самолетам с малыми за- пасами устойчивости либо вообще неустойчивым по перегрузке. Чтобы управ- ление самолетом с недостаточной устойчивостью по перегрузке было приемле- мым для летчиков, конструкторы вынуждены применять различного рода авто- матические устройства (автоматы устойчивости и демпфирования), обеспечи- вающие желаемые динамические свойства самолета. Неблагоприятное влияние на характеристики управляемости самолета в криволинейном полете оказывает увеличение высоты полета из-за изменения плотности воздуха. Чем больше высота по- лета (меньше плотность воздуха), тем при прочих равных усло- виях меньше аэродинамические силы;; и моменты. Это вносит ряд особенностей в управление самолетом на больших высотах. Падение демпфирующих моментов на таких высотах сопровож- дается значительным ухудшением затухания колебаний, в резуль- тате время затухания и количество колебаний до практически пол- ного затухания сильно возрастает. В качестве примера на рис. 5.12 показаны изменения перегрузки на высотах 5000 м и 18000 м, 157 вызванные отклонением стабилизатора, необходимым для увели- чения перегрузки на одну и ту же величину. Из рисунка видно, что при увеличении высоты полета значительно. увеличивается время затухания и растет максимальный заброс перегрузки. Все это вызывает ряд особенностей в пилотировании самолета. На первый взгляд может показаться, что уменьшение демпфи- рующих моментов, препятствующих вращению, будет облегчать управление самолетом. В действительности это не так. Оказы- вается, что пилотирование самолета при отсутствии демпфирова- ния, обусловливающего затухание колебаний, чрезвычайно труд- но, практически почти невозможно. Это объясняется тем, что в рассматриваемом случае непроизвольно возникшие колебания са- молета сами собой не исчезают. Для их прекращения требуется отклонять стабилизатор против вращения. При малом периоде колебаний параметры движения самолета изменяются быстро и летчику трудно соразмерить отклонение ор- ганов управления с положением самолета в пространстве. Для этого летчику при отсутствии демпфирования пришлось бы неод- нократно отклонять руль то в одну, то в другую сторону, что в конце концов привело бы к раскачке самолета. Отсюда следует, что одной из особенностей управления самолетом на больших вы- сотах, где демпфирование мало, является то обстоятельство, что вмешательство малотренированного летчика в управление для прекращения колебаний может вызвать противоположный эф- фект— сильнее раскачать самолет. Уменьшение демпфирующих моментов, а соответственно и ухудшение затухания колебаний в сочетании с повышенной инерт- ностью самолета и вялой его реакцией на отклонение рулей тре- буют от летчика при полете на больших высотах с выключенным автоматом демпфирования повышенного внимания, более точных и координированных движений рулями. § 5.5. УСТОЙЧИВОСТЬ ПО СКОРОСТИ И ЕЕ СВЯЗЬ С УПРАВЛЯЕМОСТЬЮ Самолет считается устойчивым по скорости, если самостоятель- но, без вмешательства летчика сохраняет скорость исходного ре- жима полета. Предположим, что в результате воздействия какой-либо возму- щающей причины скорость самолета возросла на величину АУ (точка 1 на рис. 5.13). При изменении скорости нарушится рав- новесие сил как по касательной к траектории, так и по нормали. Кроме того, может нарушиться и равновесие продольных момен- тов, что приведет к сравнительно быстрому изменению угла атаки. Долустим, что при увеличении скорости и связанном с ним из- менении угла атаки лобовое сопротивление станет больше тяги двигателя, а подъемная сила больше силы тяжести самолета. В этом случае самолет начнет терять скорость как вследствие увеличения лобового сопротивления, так и вследствие искривления 158 AY Рис. 5.13. Развитие большого продольного дви- жения AV --ч. /"~\J ^v ...... / ^--J — — tr ^^•^^ \ т„ \ Рис. 5.14. Изменение скорости полета в про- цессе большого продольного движения траектории и перехода самолета в набор высоты, вызванного из* бытком подъемной силы. На некоторой высоте (точка 2 на рис. 5.13) самолет достигнет исходной скорости и избытки подъемной силы и лобового сопротивления станут равными нулю. Однако благодаря наличию вертикальной скорости в этой точке самолет будет про- должать набирать высоту и уменьшать скорость. Снижение скоро- сти обусловит появление, с одной стороны, отрица- тельного прироста подъ- емной силы, направлен- ного сверху вниз (точка 3 на рис. 5.13), с другой — избытка тяги. Прирост подъемной силы начнет искривлять траекторию вниз, а избыток тяги бу- дет препятствовать умень- шению скорости. Как пер- вое, так и второе воздей- ствие способствуют вос- становлению скорости ис- ходного режима. Таким образом, возвращение к скорости исходного ре- жима полета сопровож- дается колебательным движением самолета (рис. 5.14), период которого пропорционален .скорости полета -Гп~ (0,2-1-0,4) V, где V — истинная скорость полета в метрах в секунду. Так, например, при скорости полета 900 км/ч (250 м/с) период колебаний может составлять 60—100 с. Именно поэтому такой вид движения часто называют длиннопериодическим или большим продольным движением. Если бы при изменении скорости тяга дви- гателя изменялась на большую величину, чем лобовое сопротив- ление, то возникшие большие колебания не затухали бы, а ампли- туда их даже нарастала бы с течением времени (штриховая линия на рис. 5.14). Из сказанного следует, что устойчивость по скоро- сти зависит от характера изменения сил по касательной к траек- тории Р—Q и по нормали Y—G cos в. В рассмотренном примере изменение этих сил способствует восстановлению исходной скорости, однако роль тех и других сил в обеспечении устойчивости по скорости различна. Более глубо- кое исследование этого вопроса показывает, что результирующая изменения касательных сил Р—Q выполняет роль не столько вос- станавливающей, сколько демпфирующей силы, вызывающей зату- хание колебаний, которые возникают при нарушении равновесия, Поэтому начальная тенденция возвращения самолета к исходной скорости в основном определяется характером изменения подъем- ной силы при изменении скорости. Если увеличение скорости со- 159 провождается возрастанием Подъемной силы, а уменьшение ско- рости ее падением, то искривление траектории движения будет способствовать возвращению самолета к исходной скорости в ре- зультате преобразования кинетической энергии в потенциальную, и нао-борот. Запишем математическое условие устойчивости по скорости: т?>0. (5.6) Так как. изменение скорости сопровождается и некоторым из- менением угла атаки, то под устойчивостью по скорости фактиче- ски подразумевается устойчивость режима полета, т. е. стремле- ние самолета возвратиться не только к скорости, но и к углу ата- ки исходного режима. Поскольку подъемная сила пропорциональ- на квадрату скорости, то может показаться, что при увеличении скорости будет возрастать подъемная сила и самолет всегда будет устойчив по скорости. Однако это не так. Предположим, что увеличение скорости сопровождается приро- стом пикирующего момента. Это может быть связано с развитием волнового кризиса, упругими деформациями частей самолета и т. д. Образовавшийся пикирующий момент может настолько уменьшить угол атаки, что подъемная сила, несмотря на увели- чение скорости, не только не увеличится, но даже уменьшится, вследствие, чего траектория отклонится вниз, скорость еще больше увеличится и самолет будет все дальше уходить от исходного ре- жима. Если летчик не вмешается в управление, а пикирующий мо- мент сохранится, то самолет будет входить во все более крутое пикирование. Это явление называют затягиванием в пики* ров а ни е. Такое поведение самолета говорит о его неустойчиво- сти по скорости. Если самолет устойчив по скорости, то при изменении скорости полета силы и моменты, действующие на него, изменяются так, что возвращают самолет к исходному режиму, препятствуют отходу от него. Поэтому для изменения скорости полета летчик должен с помощью органов управления преодолеть свойство самолета со- хранять скорость. Так, при увеличении скорости (ДУ>0) для ба- лансировки самолета на этой возросшей скорости необходимо от- клонить ручку от себя (Дср>0), приложив к ней давящее усилие (Д-Рв>0), при уменьшении скорости (ДУ<0) надо выбрать ручку на себя (Д<р<0), создавая тянущее усилие (ДРВ<0). Значит, у устойчивого по скорости самолета должно выпол- няться следующее условие: -?f >0 или -$->0. (5.7) Чем устойчивее по скорости самолет, тем на больший угол надо отклонять стабилизатор и тем большие усилия необходимо прикладывать к ручке при изменении режима полета. Если само- лет неустойчив по скорости, летчик при переходе с одного ре- 160 жима полета (например, с горизонтального полета) на другой (например, на снижение) вынужден производить двойные движе- ния ручкой. Первое движение необходимо для нарушения равно- весия: летчик отклоняет ручку в ту же сторону, что и у устойчи- вого самолета, т. е. для увеличения скорости — от себя, для умень- шения— на себя. Но если летчик, желая увеличить скорость по- лета, отдаст ручку от себя и оставит ее в этом положении, неус- тойчивый самолет будет стремиться продолжать увеличивать ско- рость. Поэтому, чтобы зафиксировать самолет на нужной скоро- сти, необходимо выполнить второе движение — сбалансировать са- молет, для чего летчик не только возвращает ручку (стабилиза- тор) в прежнее положение, но и выбирает ее на себя. Следовательно, устойчивость по скорости тесно связана с ба- лансировочными кривыми отклонений стабилизатора и усилий на ручке. На основании этих кривых можно делать заключение об ус- тойчивости по скорости. В частности, при рассмотрении баланси- ровочных кривых, приведенных на рис. 5.15, видно, что при числах Д.Р Д_Р MМ2 градиент -щ-, а соответственно и ~цг> 0, сле- довательно, самолет устойчив по скорости. Это значит, что при увеличении скорости ручка должна отклоняться от себя, а при уменьшении — на себя. В диапазоне чисел Mi х S X и* •* -ь "X $ 1 /, / / / X И г Ь N т\ ~г 41 ^ / / г / / ~1 11 1 \ 15 4. 1 -X / / / / г 1 ^ т X" 1 1 LX 1 X ,20 1 X / 1Л ^ •* 2 ,4 0,6 0,8 /,0 1,2 W /-в М Ри. 5.15. Зависимость балансировочных кривых отклонения стабилизатора и усилий на ручке управления от числ$ М и высоты полета произвольному увеличению перегрузки (скоростному «подхвату»), может вызвать серьезные трудности при управлении самолетом. § 5.6. СКОРОСТНОЙ «ПОДХВАТ» Явление скоростного «подхвата» может наблюдаться при вы- полнении маневра с торможением от сверхзвуковых к дозвуковь/м скоростям полета, когда самолет поладает в область неустойчи- вости по скорости. Если при торможении устойчивого по, скорости самолета для поддержания заданной перегрузки необходимо увеличивать откло- 162 нение стабилизатора (ручку .отклонять на себя), то у неустойчи- вого по скорости самолета при таком изменении скорости появ- ляется прирост каб'рирующего момента, для парирования которого следует при торможении уменьшать Отклонение стабилизатора (ручку отклонять от себя). Чем на большей перегрузке выполняет- ся маневр, тем большие отклонения стабилизато- ра требуются для ликви- дации перебалансировки самолета и тем более глубокую «ложку» имеет балансировочная кривая (рис. 5.16). Если бы при торможе- нии стабилизатор оста- вался в неизменном по- ложении, то при уменьше- нии числа М от Л\2 до MI из-за потери устойчи- вости по скорости от- клонение стабилизатора оказалось бы излишне большим, вследствие чего появившийся прирост каб- рирующего момента вы- звал бы увеличение угла атаки и перегрузки. Так, например, при выполне- нии маневра с пу = 3 и при фиксированном положении стабилиза- тора ср2 (рис. 5.16) только балансировочное значение перегрузки увеличится с 3 при М2 до 5 при MI. В действительности это измене- ние может быть значительно большим. Самопроизвольное увеличение перегрузки, наблюдающееся при проявлении скоростного «подхвата», воспринимается некоторыми летчиками как потеря устойчивости по перегруз'ке. В действитель- ности на околозвуковых скоростях полета самолет обычно сохра- няет устойчивость по перегрузке, хотя при уменьшении числа М полета от М2 до Mj она значительно уменьшается. Положение может существенно осложниться, если в процессе торможения при скоростном «подхвате», обусловленном неустойчивостью по скоро- сти, самолет «попадет в область «подхвата» из-за '.потери устой- чивости то перегрузке (гла'ва.8). Характер изменения перегрузки при торможении в рассматри- ваемом диапазоне чисел'М зависит от величины исходной пере- грузки, высоты полета, интенсивности торможения и центровки са- молета. Чем больше исходная перегрузка, чем более сильно изме- няется устойчивость по перегрузке, что имеет место при задней центровке, и более интенсивно осуществляется торможение, тем больше градиент изменения перегрузки и, следовательно, сатмо- 163 Рис. 5.16. Зависимость балансировочных кри- вых отклонения стабилизатора от числа М полета и перегрузки пу лет в процессе скоростного «подхвата» может выйти на большую перегрузку. В качестве примера на рцс. 5.17 показано изменение перегрузки и числа М полета в процессе скоростного «подхвата» самолета со стреловидным крылом при зажатой ручке (зафикси- рованном стабилизаторе), выпущенных тормозных щитках, задней центровке и высоте полета 5000 м. Рис. 5.17. Изменение параметров движения самолета в про- цессе развития скоростного «подхвата» В рассматриваемом случае изменение параметров движения в процессе торможения можно разделить на два этапа. На первом этапе проявляется чистый скоростной «подхват», приводящий к увеличению перегрузки до ^«6,5 и коэффициента подъемной силы до Cjy«0,6. У рассматриваемого самолета на таких больших коэффициентах возникает срывное обтекание, сопровождающееся полной потерей устойчивости по перегрузке. Поэтому начиная при- мерно с / = 3,5 с (рис. 5.17) скоростной «подхват» переходит в «подхват» на больших углах атаки, что сопровождается интен- сивным увеличением коэффициента Су до 1,1 и перегрузки % до 8,5. Если бы при выходе на большие углы атаки рассматривае- мый самолет не терял устойчивости по перегрузке, перегрузка при />3,5 с изменялась бы так, как показано на рис. 5.17 штрихо- вой линией. Чтобы предотвратить самопроизвольное увеличение перегруз- ки, летчик должен своевременным отклонением стабилизатора па- рировать скоростной «подхват». Практика показывает, что в пря- 164 молинейном и криволинейном полетах с небольшими перегрузками летчик сравнительно легко парирует непроизвольное увеличение перегрузки, которое обычно не превышает 0,5. При этом летчик отклоняет ручку рефлекторно, интуитивно, ориентируясь по своим ощущениям, в первую очередь по изменению перегрузки и угловой скорости. Прирост перегрузки бы-вает существенно больше, когда на скоростной «подхват» самолет выходит при значительных ис- ходных маневренных перегрузках. В практике, например, были случаи, когда.в процессе маневрирования с торможением в около- звуковой области непроизвольное увеличение перегрузки дости- гало 9—10. Поэтому следует избегать энергичного маневрирования на таких скоростях полета. В тех случаях, когда боевая обстанов- ка вынуждает к этому, летчик должен следить за указателем чис- ла М и по мере уменьшения числа М (начиная с М= 1,1 -.-1,0) быть готовым к своевременному отклонению стабилизатора для парирования «подхвата». Точное пилотирование (например, при- целивание) на околозвуковых скоростях полета затруднено и мо- жет привести при выключенном автомате демпфирования к не- произвольной раскачке летчиком самолета. С явлением скоростного «подхвата» летчик может встретиться и на больших дозвуковых скоростях полета. Так, например, при выполнении восходящих маневров, начинающихся на больших приборных скоростях, соответствующих числам М = 0,954-0,98, мо- жет наблюдаться при энергичном пилотировании непроизвольное увеличение перегрузки на 1—2 единицы и даже более. Это свя- зано с тем, что торможение с таких чисел М сопровождается по- явлением значительных кабрирующих моментов, вызывающих при неподвижной ручке увеличение перегрузки. Некоторые особенности в управлении самолетом на околозву- ковых скоростях полета могут возникнуть и при выполнении нис- ходящих маневров, в процессе которых самолет разгоняется от дозвуковой до сверхзвуковой скорости. В качестве примера рас- смотрим выход из переворота, осуществляемого на скорости, близ- кой к скорости звука. Обычно в первой части вывода из перево- рота скорость несколько возрастает, что при^числе М ввода более 0,8—0,85 (Б зависимости от режима работы двигателя, положе- ния тормозных щитков и величины перегрузки) может привести к превышению скорости, равной скорости звука. Наблюдающееся при этом увеличение устойчивости по перегрузке и некоторое уменьшение эффективности стабилизатора требуют для поддер- жания заданной перегрузки увеличения отклонения стабилизато* ра (рис. 5.16). Вместе с тем на таких режимах полета у само- летов, оборудованных АРУ, может быть ограничен диапазон от- клонений стабилизатора, что не всегда .позволит получить доста- точно большую перегрузку. Небольшая перегрузка на снижении приводит к быстрому увеличению скорости. Сочетание большой скорости с недостаточной перегрузкой приводит к значительному увеличению радиуса кривизны траектории и, как следствие, к боль- шой потере высоты. Отмеченное может представить серьезную 165 опасность при выполнении нисходящих маневров на малых и сред- них высотах с большими скоростями, особенно при ведении воз- душного боя. В случае попадания в такие условий летчик дол- жен для уменьшения скорости насколько возможно увеличить пе- регрузку, выпустить тормозные щитки, а при необходимости снизить режим работы двигателя. В процессе торможения и пе- рехода на дозвуковую скорость летчик должен быть готовым к парированию неожиданного роста перегрузки, обусловленного ско- ростным «подхватом». ГЛАВА б БОКОВАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ § 6.1. ПУТЕВАЯ И ПОПЕРЕЧНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ При нарушении бокового равновесия, например при воздейст- вии порыва бокового ветра, возникают моменты крена и рыска- ния. В результате совместного действия этих моментов самолет начинает вращаться одновременно вокруг продольной оси Ох} и нормальной оси Оу\. В этом заключается особенность и сложность изучения бокового движения. Поскольку это движение в значи- тельной степени зависит от устойчивости самолета относительно осей Oxi и 0#ь для лучшего понимания физической сущности бо- кового движения самолета предварительно рассмотрим путевую и поперечную устойчивость. 1. Путевая устойчивость Под путевой (флюгерной) устойчивостью пони- мается способность самолета самостоятельно,, без вмешательства летчика противодействовать изменению угла скольжения. Если в исходном режиме полета угол скольжения был равен нулю, то флюгерноустойчивый самолет будет стремиться устранить по- явившееся скольжение, т. е. вести себя подо-бно флюгеру. Отсюда и вытекает название этого вида устойчивости. Для обеспечения флюгерной устойчивости необходимо, чтобы боковой фокус находился позади центра тяжести (^>0). В этом случае (рис. 4.14) при возникновении скольжения появится мо- мент рыскания My = ZXp, который, разворачивая самолет, будет устранять скольжение. У флюгерноустойчивого самолета при воз- никновении положительного скольжения (Д{3>0) появляется от- рицательный путевой момент (Дту<0), а при отрицательном скольжении (Д]3<0)—положительный путевой момент (Д/пу>0), т. е. выполняется условие -^г=Ч<°- (б-1) 167 Самолет, имеющий моментную диаграмму, показанную на рис. 4.15, в путевом отношении устойчив, в этом случае выполняет- ся условие (6.1). Если бы боковой фокус находился впереди центра тяжести (A:J3<0), самолет путевой устойчивостью не об- ладал бы. Следует обратить внимание на условность термина «путевая устойчивость». Самолет, обладающий путевой устойчивостью, стремится устранить возникший угол скольжения, а не сохранить направление полета. Для выдерживания заданного направления полета требуется-вмешательство летчика или работа курсового автопилота. Путевая устойчивость самолета — важнейшее свойство само- лета. Она определяется главным образом величиной площади и расположением вертикального оперения и зависит от числа М по- лета и угла ата'ки (рис. 4.20). 2. Поперечная устойчивость Под поперечной устойчивостью понимается способ- ность самолета устранять возникший угол крена. Рассмотрим, как ведет себя самолет при накренении, например, на правое полу- крыло (рис. 6.1). Само по себе изменение угла крена еще не вызывает измене- ния величины сил и моментов, действующих на самолет. Однако при этом нарушается равновесие сил и подъемная сила У уже не будет уравновешивать силу тяжести G самолета. Их равнодей- ствующая У+G начнет искривлять траекторию движения IB сто- рону опущенного полукрыла, При искривлении траектории само- лет в первый момент не будет поворачиваться вокруг оси Оу\, так как накренение не приводит к нарушению равновесия моментов Му. Но если траектория движения центра тяжести искривляется, а са- молет продолжает двигаться поступательно, то у него образуется скольжение на опущенное полукрыло (рис. 6.1). Самостоятельно устранить возникший угод крена, самолет может только тогда, когда при накренении и возникновении скольжения появится мо- мент крена, вызывающий вращение в сторону отстающего (в на- шем случае поднятого) полукрыла. Заметим, что на величину мо- ментов крен непосредственно не влияет. Его влияние сказывается через скольжение: угол крена определяет угол скольжения, а по- следний уже обусловливает появление моментов крена. Таким образом, под поперечной устойчивостью самолета, по су- ществу, понимается его способность крениться в сторону, обрат- ную скольжению. Для этого боковой фокус должен находиться выше центра тяжести (ур> О, рис. 4.14). В данном случае при скольжении возникает момент Mx = Zy^ кренящий самолет на от- стающее полукрыло. Заметим, что у поперечно устойчивого са- молета при положительном скольжении (Др>0) возникает отри- цательный момент (Атзс<0)) а при отрицательном скольжении 168 (Д{3<0)—положительный момент (Дтх>0), т. е. выполняется ус- ловие Д/л. .-1--. = тР <0 A3 * ^ (6.2) Если самолет имеет моментную диаграмму, показанную на рис. 4.15, он поперечно устойчив, в этом случае условие (6.2) вы- полняется. Если бы боковой фокус нахо- дился ниже центра тяжести (ур<0), са- молет поперечной устойчивостью не обла- дал бы. Поперечная устойчивость зависит в ос- новном от формы и расположения крыла, высоты вертикального олерения, наличия и вида .подвесок и при перемене режима полета может изменяться IB широких пре- делах (см., например, рис. 4.20). Некото- рые самолеты со стреловидным крылом на околозвуковых скоростях полета могут даже стать поперечно неустойчивыми. Рис. 6.1; Силы, действу- ющие на самолет при накренении Y*G § 6.2. ФИЗИЧЕСКАЯ ПРИРОДА РАЗВИТИЯ БОКОВОГО ДВИЖЕНИЯ Совместное проявление путевой и полеречной устойчивости ха- рактеризует боковую устойчивость самолета и определяет его бо- ковое движение. Чтобы лучше понять .природу бокового движения, рассмотрим развитие этого движения без вмешательства летчика в управление на примере воздействия порыва бокового ветра. Предположим, что устойчивый в путевом и поперечном отно- шении самолет, выполняющий прямолинейный полет, внезапно по- падает в установившийся боковой поток (ветер), имеющий ско- рость Wz, в результате чего возникает скольжение на правое полу- крыло $ = ~- (положение / на рис. 6.2). Это приведет к появле- нию моментов крена и рыскания. Под действием момента рыс- кания My самолет будет стремиться устранить скольжение, пово- рачиваясь навстречу набегающему потоку (в нашем примере — вправо), а под действием момента крена Мх начнет крениться в сторону, обратную скольжению (в нашем примере — влево). Вращению самолета вокруг осей Ох{ и Оу\ препятствуют демп- фирующие моменты крена (Мх)ш и рыскания (Му)ш . Когда угол X у скольжения р станет равным нулю, крен достигнет значительной величины. Обладая в положении // (рис. 6.2) некоторой угловой скоростью о)у, самолет будет продолжать вращаться вправо, что приведет к возникновению скольжения на левое (опущенное) по- лукрыло. В результате этого скольжения (положение /// на 169 рис. 6.2) появятся моменты крена"и рыскания. Первый начнет уменьшать угол крена,, второй, погасив сначала вращение само- лета вправо, вызовет вращение его влево. Затем весь процесс бу- дет повторяться в обратном направлении до тех пор, пока колеба- ния не затухнут. У tih У 3&L- *т "t/^ w-1 М Н М Ы М М М ГМ Рис. 6.2. Развитие малого бокового движения при воздействии бокового ветра Когда колебания прекратятся, самолет, устранив скольжение, развернется вправо навстречу потоку на угол ф = р, но сохранит некоторый остаточный угол крена focT. Начальное скольжение на правое полукрыло обусловливает остаточный крен на левое по- лукрыло. Величина этого угла крена будет тем больше, чем быст- рее затухают колебания рыскания и чем большей поперечной устойчивостью обладает самолет. Наибольший остаточный угол крена получился бы тогда, когда устранение возникшего угла скольжения осуществлялось бы по апериодическому закону, без колебаний. В этом случае в процессе устранения скольжения на самолет действовал бы в-се время момент крена одного знака. Однако при нарушении бокового равновесия для самолета харак- терно колебательное движение с одновременным вращением во- круг осей Ох\ и Ог/ь Период этих колебаний сравнительно неве- лик (Гп=1-.-4 с), поэтому подобное движение иногда называют короткопериодическим или малым бокоъым движением. На рис. 6.3 показан характер изменения углов скольжения р и крена у в процессе этого движения.- Необходимо обратить внимание на то, что затухание и период колебаний малого бокового движения в основном определяются характеристиками путевого демпфирующего момента М^У и пу- тевой устойчивости Л-Г|; При увеличении путевой устойчивости период колебаний уменьшается, а рост путевого демпфирующего момента сопровождается более быстрым затуханием кол^банич $ увеличением их периода, 170 Характеристики поперечной устойчивости М\ и демпфирую- щего момента крена М** определяют только величину угла крена, вызванного колебаниями угла скольжения, и его знак, т. е. коле- бания крена сопутствуют колебаниям рыскания. Однако отсюда не следует, что колебания крена не имеют значения для поведения самолета и управления им. Если поперечная устойчивость велика, то рыскание будет сопровождаться сильным изменением угла крена, что существенно затруднит управление самолетом. г п т iv Рис. 6.3. Изменение углов скольжения и крена при малом боковом движении Важным параметром, характеризующим одновременное разви- тие движений рыскания и крена в процессе малого бокового дви- жения, является отношение ам.плитуды колебаний угловой ско- рости крена к амплитуде колебаний угловой скорости рыскания, обозначаемого х. Как показывают исследования, параметр (wjr)niax х-----: —---п р о п о р ц и о н а л е н произведению отношения характери- V°Vmax стик поперечной устойчивости т\ к путевой устойчивости т? на отношение момента инерции относительно оси Oyl (Jy) к моменту т* V инерции .относительно оси Ох\ (Jx), т. е. —Б—т— • nfy Jx Развитие сверхзвуковых самолетов сопровождается примене- нием вытянутых форм фюзеляжа, тонких стреловидных или треу- гольных крыльев относительно малого размаха. Это приводит к v увеличению отношения моментов инерции —г-. У некоторых манев- Jх ренных самолетов момент инерции относительно нормальной оси ]у превышает в 10—15 раз момент инерции относительно про- дольной оси Jx. Кроме того, при изменении режима полета значи- тельные изменения претерпевают характеристики поперечной и пу- тевой устойчивости. Как было показано в главе 4, у самолетов со стреловидными и треугольными 'крыльями при увеличении угла атаки на дозвуковых скоростях полета сильно возрастает попереч-. 171 м?р\Д NH *М>У ^К> ная устойчивость (w^), а на сверхзвуковых скоростях заметно падает путевая устойчивость (/rajj). Существенные изменения пре- терпевает поперечная устойчивость при изменении в полете угла стреловидности крыла. Указанные факторы при возникно- вении скольжения на некоторых режи- мах полета могут привести к появле- нию угловой скорости крена, значи- тельно большей угловой скорости рыс- кания. Летная практика показывает, что для получения приемлемых (срав- нительно быстро затухающих) боко- вых колебаний параметр х должен быть меньше 2,5. В этом случае воз- никающие боковые колебания не ус- ложняют управление самолетом., Однако рост отношения моментов Jy инерц-ии -j- у современных самолетов увеличивает параметр х, а сильное изменение отношения характеристик поперечной и путевой устойчивости тх —о- от скорости и высоты делают его /7.Р зависимым от режима полета. При больших значениях параметра х ма- лое боковое движение сопровождается колебаниями, у которых движение крена превалирует над 'движением рыскания. Так, например, при х=10, что может иметь место у некоторых самолетов при полете с максималь- ный углом стреловидности крыла, угол крена при боковых колебаниях изменяется в 10 раз сильнее, чем угол рысканий, что затрудняет управление самолетам. При небольшом периоде колебаний малого бокового движения летчик, имеющий запаздывание реак- ции в среднем 0,25—0,4 с, практически не в состоянии эффективно вмешаться ц управление самолетом и прекратить возникшие колебания. Попытка вмешательства лет- чика в управление в этих случаях сопровождается, как правило, раскачкой самолета. Особенно затрудняется управление самоле- том на больших высотах, где кроме роста параметра х в резуль- тате перехода на большие углы атаки сильно уменьшаются демп- фирующие моменты, что сопровождается возникновением слабо затухающих боковых колебаний. 172 »-Д\ ^ Рис. 6.4. Развитие большого бокового движения Рассмотрим дальнейшее поведение самолета после прекраще- ния малых боковых колебаний. Из рис. 6.3 видно, -что, устранив скольжение, самолет приобретает некоторый остаточный угол крена на левое полукрыло. Наличие крена приведет к нарушению равновесия сил, и подъемная сила уже не будет уравновешивать силу тяжести. Появившаяся равнодействующая Y+G (рис. 6.4) начнет искривлять траекторию в сторону опущенного полукрыла, Рис. 6.5. Развитие бокового движения при воздействии бокового ветра что приведет к возникновению скольжения на это полукрыло и, как следствие, к появлению моментов рыскания Mffl и крена М$х$. У устойчивого самолета момент крена будет стремиться устранить крен, а момент рыскания — развернуть самолет влево и устранить скольжение. Но как только появится вращение вокруг оси Оу\, возникнут демпфирующий момент ЛО<иу т препятствующий вра- щению, и спиральный момент крена М*уыу, направленный проти- воположно восстанавливающему моменту Affp и, следовательно, стремящийся увеличить угол крена. Если момент, обусловленный поперечной устойчивостью, больше спирального поперечного мо- мента (^?Р>Ж"уа)у), самолет, устраняя возникшее скольжение, начнет разворачиваться влево и уменьшать угол крена. Когда крен и угол скольжения будут устранены, самолет успеет развер- нуться влево на угол ф, совместив продольную ось самолета с ис- ходным направлением движения (рис. 6.5). Таким образом, по прекращении бокового возмущенного дви- жения, вызванного попаданием в боковой поток, самолет, приоб- ретя скорость потока, совершает полет с углом сноса {За, равным по IV7 величине начальному углу скольжения р== -----,но обратного знака. 173 Из рассмотрения изменения траекторий и параметров движения в про-цессе бокового движения можно прийти к выводу, что боковое движение, так же .как и продольное, состоит из малого и большого движений (рис. 6.5). Малое движение, развивающееся в первые несколько секунд после нарушения бокового равновесия, сопро- вождается сравнительно быстро затухающими колебаниями углов скольжения, крена и угловых скоростей рыскания (% и крена и>х. Слабое боковое перемещение (вдоль оси Ог^ позволяет это движе- ние в первом приближении считать прямолинейным. Большое бо- ковое движение, проявляющееся в дальнейшем развитии возму- щенного движения, приводит с течением времени к значительному боковому перемещению центра тяжести самолета. Строго говоря, большое и малое движения развиваются одновременно. Однако за время, в течение которого малое движение прекращается, боль- шое движение обычно не успевает сколько-нибудь заметно про- явиться. Самолет, обладающий путевой (яг?<0) и поперечной (/тг^<0) устойчивостью, сам не сохраняет направления движения. Больше того, если в процессе развития больших боковых движений вос- станавливающий момент крена М^$ окажется Меньше спираль- ного момента крена Л1^усоу, самолет, предоставленный самому себе, будет увеличивать угол крена и входить во все более глубо- кую спираль (штриховые линии на рис. 6.5). Такое поведение са- молета называется спиральной неустойчивостью. Так как спиральная неустойчивость приводит к сравнительно медлен- ному увеличению угла крена и кривизны траектории, летчик или автопилот, управляя самолетом, всегда может предотвратить вход самолета в спираль и обеспечить прямолинейное движение. С этой точки зрения спиральная неустойчивость опасности не представляет. Она проявляется настолько медленна, что летчик часто ее вообще не замечает, делая естественные корректирующие движения рычагами управления. Из сказанного следует, что управление самолетом в боковом движении практически определяется только динамическими свой- ствами самолета IB малом боковом движении, зависящимиют харак- теристик путевой и поперечной устойчивости и управляемости. § 6.3. НЕКОТОРЫЕ ОСОБЕННОСТИ БОКОВОЙ УПРАВЛЯЕМОСТИ Современные самолеты, как правило, обладают хорошими ха- рактеристиками боковой управляемости во всем разрешаемом лет- ном диапазоне скоростей и высот полета.-Вместе с тем на некото- рых режимах полета характеристики боковой управляемости мо- гут иметь ряд особенностей, которые связаны главным образом с изменением эффективности органов управления и частично с неко- торыми особенностями проявления собственных динамических свойств самолета в боковом движении. 174 Наиболее заметно может проявиться изменение характеристик боковой управляемости на граничных режимах: на малых или на больших скоростях полета. Так, например, эффективность попе- речного управления, являющаяся важнейшей характеристикой бо- ковой управляемости маневренного самолета, может существенно уменьшаться как на больших углах атаки, так и на больших чис- лах М и приборных скоростях полета. Рис. 6.6. Влияние угла атаки на эффек- тивность элеронов 1. Падение эффективности поперечного управления на больших углах атаки Уменьшение эффективности элеронов на больших углах атаки связано с возникновением срыва потока на крыле в области рас- положения элеронов. На рис. 6.6 показано изменение коэффи- циента момента крена тх, создаваемого элеронами, в тх зависимости от угла атаки. Это объясняется тем, что отклонение элеронов на больших углах атаки в от- личие от малых углов не столько изменяет подъемные силы левой и правой поло- вин крыла, сколько их силы лобового сопротивления. При этом лобовое сопротивление увеличивается у крыла с опущенным элероном и уменьшается у крыла с поднятым элероном. Последнее приводит к возникновению момента рыскания, который, разворачивая само- лет в сторону крыла с опущенным элероном, обусловливает воз- никновение скольжения на крыло с поднятым элероном. В резуль- тате этого у поперечно устойчивого самолета появляется момент крена Л/^р, направленный противоположно моменту, создаваемому элеронами. Возникновение неблагоприятного скольжения у само- летов со стреловидными и треугольными крыльями, обладающими обычно излишне большой поперечной устойчивостью на больших углах атаки, может не только уменьшить эффективность эле- ронов, но и IB некоторых случаях изменить направление их дей- ствия. Кроме того, следует иметь в виду, что само накренение само- лета, создаваемое отклонением элеронов, сопровождается на боль- ших углах атаки возникновением скольжения на опущенное полу- крыло. Если бы при отклонении элеронов самолет вращался во- круг продольной оси ОХ] *, то по мере увеличения крена угол атаки * В действительности самолет вращается вокруг оси, расположенной между Продольной осью # вектором скорости (глава 7). 175 уменьшался бы, а угол скольжения увеличивался бы. Так, при на- кренении на 90° у опущенного полукрыла (рис. 6.7) появится угол скольжения, равный по величине исходному углу атаки. Скольже- ние обусловит у поперечно устойчивого самолета возникновение момента крена, та-кже направленного противоположно моменту, создаваемому элеронами. Таким образом, поперечная управляемость самолета на боль- ших углах атаки ухудшается как из-за падения эффективности элеронов, так и из-за возникновения неблагоприятного скольже- ®х Xt Рис. 6.7. Появление угла скольжения при накренении самолета ния. Стремление повысить эффективность поперечного управления самрлета вынуждает иногда летчика совместно с перемещением ручии, например влево, отклонять и левую педаль для создания благоприятного скольжения. Однако на больших углах атаки это опасно, так как несоразмерно большое скольжение может спрово- цировать преждевременный срыв потока и сваливание самолета на крыло. Поэтому скольжение на таких углах атаки можно ис- пользовать только для устранения крена, когда для этого не хва- тает эффективности элеронов. Недостаточная эффективность попе- речного управления на больших углах атаки у некоторых самоле- тов может бъ!ть даже причиной ограничения минимальной скоро- сти полета. Необходимость повышения эффективности поперечного управ- ления самолетом на больших углах атаки и трудность правильно соразмерить величину отклонения педалей для создания благо- приятного скольжения при отклонении руч>ки вынудили конструк- торов разработать и применить на некоторых самолетах с изме- няемой в полете стреловидностью крыла автоматы перекрестных связей. Такой автомат обеспечивает соразмерное отклонение руля направления при перемещении летчиков ручки по крену. Величина отклонения руля для создания благоприятного скольжения регули- руется в зависимости от угла атаки. В целях обеспечения безо- пасности полета величина отклонения руля направления обычно ограничивается значением 4—5°. В результате применения автомата перекрестной связи на неко- торых самолетах удается обеспечить требуемую эффективность поперечного управления до больших (допустимых) углов атаки, 176 Для повышения поперечной управляемости самолета на боль- ших углах атаки вводится иногда связь между величиной откло- нения стабилизатора (на создание крена) и углом атаки самолета. В этом случае мо-мент крена на больших углах атаки увеличи- вается вследствие большего отклонения стабилизатора («нож- ниц») по крену при одинаковом перемещении ручки. 2. Снижение эффективности элеронов на больших скоростях При полете на больших скоростях может наблюдаться замет- ное снижение эффективности элеронов, которое обусловлено влия- нием, с одной стороны, образующегося на крыле сверхзвукового течения, с другой — упругими деформациями крыла. Первое свя- зано с увеличением числа М полета, второе — с увеличением при- борной скорости. Влияние числа М полета. При полете на докритических скоро- стях отклонение элерона вызывает изменение распределения дав- ления не только в области элерона, но и на части крыла, распо- ложенной перед ним. Так, например, при отклонении элерона вниз на верхней поверхности крыла разрежение увеличивается, а на нижней уменьшается, что приводит к существенному увеличению подъемной силы этой половины крыла. При этом прирост подъем- ной силы в основном определяется изменением распределения дав- ления по крылу, а не по элерону. Иная картина получается при полете на закритических скоро- стях, когда на крыле появляются достаточно большие зоны сверх- звуковых скоростей, оканчивающихся скачком уплотнения. Обра- зование на крыле сверхзвуковой зоны уменьшает влияние откло- нений элеронов на распределение давления как в той части крыла, в которой имеется сверхзвуковая зона, так и на остальной части крыла, лежащей впереди этой зоны. Причина отмеченного, как из- вестно, заключается в том, что влияние отклоненного элерона на воздушный поток обусловлено возмущениями, распространяющи- мися во все стороны со скоростью, близкой к скорости звука. Пока сверхзвуковых зон на крыле нет, возмущения, вызванные отклоне- нием элеронов, воздействуют на всю поверхность крыла перед эле- роном. При образовании сверхзвуковых зон возмущения не могут проникнуть к передней части крыла. Сверхзвуковая зона, скорость потока в которой больше скорости распространения возмущений, преграждает пути распространения возмущений и, следовательно, изменения распределения давления. Если сверхзвуковые зоны невелики и охватывают сравнительно небольшую часть потока по высоте, то возмущения могут достиг- нуть передней части крыла через дозвуковой поток над или под крылом, минуя сверхзвуковую зону. Следовательно, при таких не- больших закритических числах М падение эффективности элеронов практически еще не наблюдается. При дальнейшем увеличении числа М полета сверхзвуковые зоны распространяются по поверх- ности крыла, что сопровождается перемещением скачков уплотне- 177 ния назад, пр-и этом возрастает и глубина проникновений области сверхзвуковых скоростей в' люток, обтекающий крылд, <На таких числах М отклонение элерона практически не изменяет распреде- ление давления на крыле перед скачком уплотнения и вызывает лишь его перемещение. Так, при отклонении элерона вниз скачок уплотнения перемещается назад на верхней поверхности и впе- ред— на нижней. Как будет показано в главе 8, такое влияние отклонения элеронов на поло- дмкр жейие скачков уплотнения мо- ~ АлГ ' л AV жет явиться причиной возник- новения вибраций элерона большой частоты, вызывающих > \ / ^s^ тряску крыла. \ / ДМ/ср На сверхзвуковых скоро- V' стях полета при отклонении Центр жесткости элеронов аэродинамическая на- грузка изменяется только на Рис. 6.8. Изменение угла атаки упругого элеронах, ЧТО обусловливает крыла при отклонении элеронов значительное падение их эф- фективности. Влияние упругих деформаций. Упругие деформации крыла ока- зывают существенное влияние на эффективность элеронов и при достаточно больших приборных скоростях могут привести даже к полной ее потере. Рассмотрим сначала влияние упругих деформаций прямого (нестреловид- ного) крыла. При отклонении элеронов распределение давления, как известно, изменяется так, что у полукрыла с опущенным элероном подъемная сила увеличивается, а у полукрыла с поднятым элероном — уменьшается. В результате появляется момент, накреняющий самолет на полукрыло с поднятым элероном. Но при отклонении элерона точка приложения прироста подъемной силы ДУЭ не совпа- дает с центром жесткости крыла, прэтому кроме кренящего момента появляется крутящий момент Д-Мкр (рис. 6.8). При отклонений элерона вниз возникает мо- мент, стремящийся закрутить крыло на уменьшение угла атаки, а при отклоне- нии элерона вверх появляется момент, закручивающий крыло на увеличение угла атаки. Так как крыло упругое, то появившиеся при отклонении элеронов крутящие моменты вызовут увеличение угла атаки на величину Да у одной полбвины крыла и уменьшение — у другой. В результате появятся дополнительные при- росты их подъемных сил &УЛ ^направленные у правой и левой половин крыла в различные стороны. В результате появится момент крена, который будет пре- пятствовать накренению самолета в желаемую сторону. Таким образом, момент крена, создаваемый элеронами, у упругого крыла из-за его закручивания всегда меньше, чем у абсолютно жесткого крыла. На малых скоростях полета упругие деформации сравнительно невелики и уменьшение эффективности элеронов, вызванное ими, несущественно. С увели- чением скорости полета влияние упругих деформаций крыла на эффективность элеронов значительно возрастает. Прирост подъемной силы, а следовательно, и момента крена при постоян- ном отклонении элеронов у жесткого недеформируемого крыла пропорционален квадрату- скорости, в то время как соответствующие этому отклонению элеро- нов .приросты, вызванные упругими деформациями, примерно пропорциональны скорости в четвертой степени. Действительно, изменение подъемной силы при упругой деформации крыла Да пропорцион-ал&но квадрату скорости* Но ,са.М9 J78 величина деформации Да тем больше, чем больше момент ДМкр, который при неизменном положении элеронов тоже пропорционален квадрату скорости. Это значит, что изменения подъемной силы и момента крена, вызванные деформацией крыла, пропорциональны скорости в четвертой степени. Итак, с увеличением скорости полета прирост подъемной силы и момент крена, обусловленный упругой закруткой крыла, увеличиваются быстрее, чем при- рост, вызванный отклонением* элеронов. Л это значит, что в полете можно до- стичь такой скорости, на которой при отклонении элер.онов не будет создаваться кренящих моментов, так как действие элеронов будет уничтожаться закручива- нием крыла. Такая скорость полета называется критической ско- ростью реверса элеронов. Полет на скорости, превышающей критическую скорость реверса элеронов, недопустим, так как на таких скоростях при отклонении элеронов возникает мо- мент, кренящий самолет в сторону, противоположную действию элеронов. Чем меньше критическая скорость реверса элеронов, тем на меныцей скорости по- лета начинает снижаться их эффективность., Обеспечение необходимой эффектив- ности элеронов при больших скоростных напорах — довольно сложная задача, особенно у стреловидного крыла. Последнее объясняется тем, что у стреловид- ного крыла при его деформациях угол атаки изменяется не только в результате кручения, но и в результате изгиба, что вызывает дополнительное уменьшение эффективности элеронов. Чтобы в этом убедиться, рассмотрим изменение эф- фекта действия элеронов на стреловидном крыле при его изгибе. Допустим, что элерон отклонен вниз. При таком его положении увеличится подъемная сила, а вместе с ней и прогиб крыла, из-за чего уменьшатся углы атаки вдоль раз- маха (рис. 5.4). В результате этого приращение подъемной силы от изгиба бу- дет направлено в сторону, противоположную изменению подъемной силы от отклонений элеронов, что всегда вызывает уменьшение эффективности элеронов, а соответственно и критической скорости реверса. Стремление уменьшить прогиб и кручение крыла и, следовательно, повысить эффективность элеронов у само- летов со стреловидными крыльями вынуждает конструкторов повышать жест- кость конструкции крыла, что связано с увеличением его массы, смещать эле- роны ближе к фюзеляжу, применять интерцепторы, управление с помощью диф- ференциального отклонения стабилизатора. 3. Изменение реакции самолета по крену на отклонение руля направления При недостаточной эффективности элеронов летчик может ис- пользовать важное свойство поперечно устойчивого самолета — соз- давать при скольжении поперечный момент, кренящий самолет на Ьтстающее полукрыло. Скольжение создается отклонением руля направления (педалей) в ту или другую сторону. Так, для кре- нения влево требуется развернуть самолет влево и создать сколь- жение на правое полукрыло (дать левую ногу), для кренения вправо —развернуть самолет вправо и создать скольжение на ле- вое полукрыло (дать правую ногу). Такую реакцию самолета на дачу педалей принято называть нормальной или прямой реакцией самолета на отклонение руля направления. Однако некоторые поперечно устойчивые самолеты с высоко- расположенным вертикальным оперением могут иметь начальную и конечную реакцию по крену на отклонение руля направления противоположных знаков. Это объясняется тем, что при отклоне- нии руля направления появляется не только момент рыскания Му, но и некоторый момент крена Мх (рис. 6.9). Поэтому начальная реакция самолета на отклонение руля направления будет зависеть 179 от соотношения моментов Мх, Му и моментов инерции Jx и Jy. М. AL Если при этом отношение -г*- окажется больше отношения JJC- то на отклонение руля направления, например влево, самолет бу- дет отвечать сначала небольшим кренением вправо. По мере раз- а Рис. 6.9. Реакция поперечно устойчивого само- лета на отклонение руля направления: а — появление моментов рыскания и крена при отклонении руля направления; б — изменение угла крена при отклонении руля направления ворота самолета влево и возникновения скольжения на правое полукрыло увеличивается кренящий момент, обусловленный попе- речной устойчивостью, который сначала устраняет правый крен, а затем накреняет самолет вле-во. С увеличением скорости полета уменьшается потреб>ный угол атаки, что сопровождается у самолетов Со стреловидным крылом -и треугольным крылом уменьшением поперечной устойчивости и не- которым ослаблением прямой реакции по крену на отклонение руля направления. У ряда самолетов со стреловидным крылом (например, у МиГ-15) в некотором диапазоне околозвуковых Чи- сел М наблюдается полная потеря поперечной устойчивости, что приводит к изменению его реакции по крену при отклонении руля направления на обратную. В этом случае при даче левой педали вперед самолет будет крениться вправо, а при даче правой пе- дали— влево. Появление обратной реакции по крену на отклонений руля на- правления связано с несимметричностью развития волнового кри- 180 m? зиса на левой и правой половинах стреловидного крыла при сколь- жении. У полукрыла, выдвинутого вперед, вследствие уменьшения эффективного угла стреловидности (х—(3) волновой кризис начи- нает развиваться на меньших числах М и сопровождается более интенсивным изменением аэродинамической нагрузки на полу- крыле по сравнению с отстающим полукрылом, эффективный угол стреловидности которого увеличивается (х + Р)- Такое изменение подъемных сил правого и левого полукрыльев при скольжении при- водит в диапазоне чисел M!—М2 (рис. 6.10) к появлению попереч- ных моментов, стремящихся на- кренить самолет в сторону полу- крыла, на которое осуществляет- ся скольжение, что свидетельст- вует о потере самолетом попереч- ной устойчивости. Однако поперечная неустой- чивость и сохранение обратной реакции по крену на отклонение руля направления наблюдаются только в диапазоне чисел Mi• —-& Рис. 6.10. Влияние числа М полета на поперечную устойчивость 4. Непроизвольное кренение самолета (валежка) При полете с большими приборными скоростями на малых вы- сотах, а также на больших высотах при высоких значениях чи- сел М у некоторых са)молетов при нейтральном положении элеро- нов может наблюдаться самопроизвольное накренение. Это явле- ние получило название валежки самолета на крыло. Интенсивность to направление накренения у различных самоле- тов одного типа могут быть различными. Некоторые самолеты мо- гут крениться на правое полукрыло, другие — на левое. У одних самолетов эта тенденция выражена сильно, у других слабо. Для противодействия самопроизвольному накренению самолета тре- буется отклонить элероны, приложив некоторое усилие к ручке уп- равления. Причиной валежки является геометрическая или аэродинами- ческая несимметрия крыла. Проявление валежки на малых вы- сотах (на больших приборных скоростях) связано с уменьшением эффективности элеронов, вызванным нежесткостью конструкции 181 . крыла, а на больших высотах — с уменьшением эффективности элеронов на больших числах М. Предположим, что в процессе производства и сборки самолета средний угол атаки у правого полукрыла оказался больше, чем у левого, на величину Дао. Несимметрия в углах атаки обусловит появление в полете кренящего момента, для противодействия которому потребуется несколько переместить ручку вправо, отклонив немного левый элерон вниз, а правый вверх. При отклонении элеронов появятся крутящие ДЛ4Кр моменты (рис. 6.11), направленные на левом полукрыле на уменьшение угла атаки, а на правом — на его увеличение. По мере увеличе- v_^ -«ч Рис. 6.11. Схема прявления крутящих моментов при поперечной балан- сировке самолета, увеличивающих начальную несимметрию крыла ния скорости полета при неизменном угле отклонения элеронов крутящее мо- менты Д-Мкр будут возрастать пропорционально квадрату скорости, что приве- дет вследствие нежесткости крыла к увеличению несимметрии крыла Да и, сле- довательно, кренящего момента, для парирования которого следует больше от- клонить элероны. Это еще больше увеличит крутящие моменты, что приве- дет к увеличению балансировочных отклонений элеронов и усилий на ручке. Следовательно, при увеличении скорости полета упругая деформация крыла приводит к увеличению его начальной несимметрии, требуя от летчика все воз- растающих отклонений элеронов для парирования кренящих моментов в гори- зонтальном полете без крена. Затягивание самолета в крен может явиться одной из причин, ограничиваю- щих летные возможности самолета. На современных самолетах валежка прак- тически не встречается. При высокой культуре производства таких самолетов ва- лежка может встретиться только в результате боевых повреждений, некачест- венного ремонта, несимметричности подвесок либо использования самолета на режимах, которые не предусмотрены конструкцией. Так,- например, попытка вы- полнения' пилотажа на минимальном угле стреловидности крыла может при- вести в некоторых случаях к интенсивному затягиванию самолета в крен. При полете на больших скоростях валежка, если она имеет место, прояв- ляется более интенсивно. Однако отсюда, конечно, не следует, что при первой тенденции к затягиванию в крен летчик должен немедленно уменьшить скорость полета. Если кренение обусловлено возникшей несимметричностью подвесок (например, несимметричностью пуска ракет или сброса груза), то уменьшение скорости следует производить постепенно, так как оно потребует увеличения отклонения элеронов для парирования кренения. При начале непроизвольного затягивания в крен летчик должен парировать возникновение крена. При этом противодействие кренению должно производиться в первую очеред!р элеронам и. При управлении самолетами, имеющими в некотором диапазоне чисел М обратную -реакцию по крену на отклонение руля направления, следует избегать в этом диапазоне чисел М пользоваться рулем направления для парирования непроизвольного кренения, используя это средство лишь в исключительных слу- чаях. При этом следует помнить, что парирование валежки в таких случаях необходимо производить плавным отклонением педали в сторону образовав- шегося крена. Поскольку увеличение перегрузки пу может не только усилить креневие, но и вызвать его проявление на меньших скоростях, при появлении самопроизволь- ного кренения не следует гасить скорость увеличением перегрузки. В рассматри* 182 ваемом случае необходимо предварительно погасить скорость, уменьшив тягу и выпустив тормозные щитки, и только тогда переводить самолет в набор вы- соты. § 6.4. ХАРАКТЕРИСТИКИ БОКОВОЙ УПРАВЛЯЕМОСТИ В ПРЯМОЛИНЕЙНОМ ПОЛЕТЕ К характеристикам боковой управляемости 'в прямолинейном полете относятся балансировочные отклонения руля направления и элеронов, а также усилия на педалях и ручке при полете со скольжением. ' 1. Балансировка при полете со скольжением Рассмотрим боковое равновесие само- лета при прямолинейном полете со сколь- жением. Такой полет может выполнять- ся при посадке с боковым ветром, для исправления ошибки в расчете на по- садку, при полете с несимметричной тя- гой" и т. д. Выясним, какие отклонения руля на- правления и элеронов требуются для обеспечения прямолинейного полета со скольжением. Предположим, что само- лет, обладающий путевой и поперечной устойчивостью, выполняет прямолиней- ный полет со скольжением на правое по- лукрыло ({3>0у. В этом случае появля- ются боковая сила Z- и моменты крена Ун Мх и рыскания Рис. 6.12. Силы и момен- ты, действующие на са- молет при прямолиней- ном полете со скольже- нием Муг (рис. 6.12). Г ^Р Момент крена стремится накренить самолет влево. Для его уравновешива- ния нужно отклонить ручку вправо (правый элерон вверх) и соз- дать момент Мх Момент рыскания стремится развернуть самолет, вправо и устранить скольжение. Чтобы сохранить заданный угол скольжения; следует отклонением руля направления влево (дачей левой ноги) создать момент М , ра-вный Д/« , но противоположно ун • Р направленный. Чем с большим углом скольжения выполняется полет, тем на большую величину нужно отклонять руль направления и элероны для обеспечения балансировки самолета. На рис. 6.13, а показана характерная балансировочная кривая отклонений 8Н и 8Э, необхо- Ур при 'димых для уравновешивания боковых моментов Мх^ и М, полете со скольжением. Напомним, что положительными счита- ются отклонения руля направления вправо и правого, элерона вниз. 183 Отклонениями руля направления и элеронов моменты баланси- руются. Но этого еще недостаточно для обеспечения прямолиней- ного полета. Нужно уравновесить еще боковую аэродинамическую силу 2Г = ,?-,—ZH. Если летчик этого не сделает, самолет начнет искривлять траекторию (выполнять плоский разворот) в сторону отстающего полукрыла. Уравновешивание сил достигается накре- нением самолета в сторону полукрыла, на которое осуществляется *HiMf V2S600 "Vf=400 &н?э Ч S V X а Рис. 6.13. Балансировочные кривые отклонения рулей при прямолиней- ном полете со скольжением скольжение (IB нашем примере — направо), так, чтобы рав-нодей- ствующая подъемной силы Y и силы тяжести G уравновешивала баковую аэродинамическую силу Z (рис. 6.12). При увеличении угла скольжения растет боковая аэродинами- ческая сила -Zj-. Для ее уравновешивания с ростом угла сколь- жения следует увеличивать угол крена. Поскольку при постоянном угле скольжения сила Z^ пропорциональна скоростному напору, для ее уравновешивания на больших скоростях полета необходимо увеличивать и угол крена. На рис. 6.13, а штриховыми линиями показаны значения балансировочных углов крена для двух скоро- стей полета Vi = 400 км/ч и V2 = 600 км/ч. Таким образом, для осуществления прямолинейного полета со скольжением надо отклонить элероны и руль направления и соз- дать крен. При практическом выполнении такого полета летчик обычно сначала создает крен, а затем скольжение. Прямолиней- ность полета регулируется величиной угла крена. При летных испытаниях балансировочные диаграммы отклоне- ний руля направления и элеронов обычно строят не по углу сколь- жения р, а по балансировочному углу крена у. Это объясняется тем, что в полете угол крена измерить проще, чем угол скольже- ния. Кроме того, летчику его легче контролировать. В качестве примера на рис. 6.13, б показана балансировочная кривая откло- нений элеронов и руля направления в зависимости от угла крена. При анализе балансировочных диаграмм отклонений рулей в прямолинейном полете со скольжением следует обращать внима- 184 рд р^ '"Л . р* Л ние на то, хватает ли (достаточно ли) величины отклонений эле- ронов и руля направления и правилен ли характер их изменения. Расчетным случаем «достаточности» рулей является обеспечение полета с боковым ветром на посадке, когда борьбу со сносом лет- чик осуществляет не курсом, а скольжением. Чем меньше скорость полета, тем больший угол скольжения ($ = -уг-)будет требоваться при одном и том же боковом ветре (Wz) и соответственно большие отклонения элеронов и руля направления необходимы для балансировки. Эффективность орга- нов управления определяет максимально допустимый боковой ветер, при котором возможна посадка без изменения курса для устранения сноса. У современных самолетов с крыльями малого удлинения величина максимально допустимого бо- кового ветра, как правило, определяется эффективностью элеронов. Изменение балансировочных отклоне- ний элеронов и руля направления, пока- занное на рис. 6.13, привычно для лет- чиков: при скольжении, например, на правое полукрыло нужно отклонять руч- ку вправо и давить на левую педаль. При правильном характере изменения отклонений элеронов и руля направления, потребных для балансировки самолета в пря- молинейном полете со скольжением, положительному скольже- нию р (положительному балансировочному углу крена ?) соответ- ствуют отрицательные отклонения элеронов (ручка вправо) и руля направления (дана левая педаль), т. е. выполняются следующие условия: (6.3) V^— Рис. 6.14. Балансировочные кривые усилий на рычагах управления при прямоли- нейном полете со скольже- нием Д8 А5Ч f<0j -^<0 или ^<" др _Д8з Д-, <о. (б.зо Для отклонения органов управления в балансировочное поло- жение летчик должен приложить к педалям и ручке управления элеронами некоторые усилия Рн и А>. Чем больше балансировоч- ные отклонения органов управления, тем большие усилия тре- буется прикладывать к рычагам управления. Следовательно, ба- лансировочные кривые усилий (рис. 6.14) будут иметь такой же вид, как и балансировочные кривые отклонения элеронов и руля направления. Как известно, усилия Рн и Рэ считаются положительными, если летчик давит на правую педаль и на ручку влево. Так как для 185 балансировки устойчивого самолета в прямолинейном полете со скольжением на правое полукрыло (Др>0) требуется давить на левую педаль (Д.РН<0) и на ручку вправо (ДРЭ<0), условия пра- вильного изменения усилий можно за- 2 !л писать так: АРН ДР <0; или _AP, AT -<0; Градиенты -^1 Д^э др Д^э At Двэ А^ <0 <о. АР„ (6.4) (6.40 дя, Рис. 6.15. Характерная зависи- ДВЭ мость -т-г— от числа М полета Дбн самолетов с треугольными и стреловидными крыльями At At численно равны отклонениям руля на- правления и элеронов и изменениям усилий на педалях и на ручке, необ- ходимым для изменения в прямоли- нейном полете со скольжением угла крена на 1°. Летная практика пока- зывает, что приемлемые значения градиентов усилий по углу крена для маневренных самолетов находятся в пределах от 1 до 4 кгс по рулю на- правления и от 0,05 до ! кгс по элеронам. Это значит, что для балансировки самолета в прямолинейном полете со скольже- нием усилия на педалях должны быть примерно в 4—5 раз боль- ше, чем на ручке. Бели в систему путевого управления не установлен гидроуси- литель, то наблюдающаяся у некоторых самолетов перекомпенса- ция руля направления может существенно изменить характер ба- лансировочных усилий на педалях. В этом случае летчик должен для предотвращения самопроизвольного увеличения отклонения руля изменять усилие на педалях Рн так, как показано штрихо- вой линией на рис. 6.14. Подобный эффект может вызвать сильное уменьшение жесткости загрузки педалей по ходу их отклонения в случае искусственного формирования усилий при постановке гидроусилителя в систему управления рулем направления. Отмечен- ные особенности, естественно, усложняют управление, требуют от летчика повышенного внимания и поэтому являются '.нежелатель- ными. Поскольку боковым движением летчик управляет, одновре- менно отклоняя руль направления и элероны, то характеристики путевого и поперечного управления должны быть определенным образом связаны. Одной из таких характеристик, связывающих Д8Э / Ал:э \ движение крена и рыскания, является отношение -др (или"д^) показывающее, насколько больше нужно отклонять элероны (ручку Дхэ) при прямолинейном полете со ркольжением» чем руль 186 направления (педаль Ах„). Для маневренных самолетов, уетойчи- А8Э вых ? путевом и поперечное отношении, характеристика -^ в за- -Л6Н висимости от режима полета может изменяться в пределах 0,1<-^<2,0. На рис. 6.15 показаны зависимости отношения -— от числа М r /ASH полета, характерные для самолетов со стреловидными (сплошная и штриховая линии) и треугольными (штрихпунктирная линия) крыльями. Возможное изменение знака отношения -г~ в диапа- зоне чисел MI — M2 объясняется обратной реакцией по крену на отклонение руля направления, связанное с потерей поперечной устойчивости в этом диапазоне чисел М. 2. Балансировка при несимметричной тяге Поведение самолета при отказе в полете одного из двигателей. При отказе двигателя, расположенного не в плоскости симметрии самолета (рис. 6.16), возникает разворачивающий момент М , Р величина которого определяется выражением Myp = (P+\Q,B)z,B, • (6.5) где Р—тяга работающего двигателя; ^дв —дополнительное сопротивление, создаваемое остановив- шимся двигателем; ?дВ — расстояние между осью двигателя и плоскостью симмет- рии самолета. Под действием этого момента самолет начнет разворачиваться в сторону отказавшего двигателя, что обусловит возникновение скольжения на полукрыло с работающим двигателем. Если само- лет устойчив в путевом и поперечном отношении, то появление угла скольжения {3 вызовет момент рыскания Му , препятствую- щий увеличению угла скольжения, и момент крена Мх , создаю- щий крен в сторону отказавшего двигателя. По мере уве- личения угла скольжения угловая скорость крена увеличивается. Чем больше поперечная устойчивость самолета, меньше скорость полета и на более высоком режиме работали двигатели, тем боль- шее скольжение возникает при отказе двигателя ,и на больший угол успевает накрениться самолет. На рис. 6.16 показан характер изменения углов крена и сколь- жения при отказе левого двигателя в горизонтальном, полете на высоте 5000 м и скорости 700 км/ч. Особенно неблагоприятен от- каз бокового двигателя на малых скоростях полета и форсажном режиме работы двигателя. 187 Возникновение скольжения самрлета кроме кренения может стать причиной ряда других нежелательных явлений. Во-первых, на малых скоростях полета (больших углах атаки) скольжение может привести к преждевременному срыву потока и энергичному сваливанию на крыло с отказавшим двигателем. Во-вторых, сколь- жение может вызвать помпаж воздухозаборника с последующим отказом работающего двигателя. Заметим, что несимметричное развитие помпажа воздухозабор- ' ника с боковыми входами сопро- вождается несимметричным изме- нением давления на левой и пра- AQd* р 2 0 -10 -20 -30 s*~ ч ^ / Ъ V о /, 5 2, 0 2, s t, \ Ч i \ I Я т $э Рис. 6.16. Изменение углов скольжения и крена при от- казе двигателя, расположен- ного вне плоскости симметрии самолета Рис. 6.17. Балансировочные кри- вые при прямолинейном полете с отказавшим (левым) двигателем вой боковых поверхностях фюзеляжа перед воздухозаборником, что может вызвать колебания рыскания и крена. Удержать само- лет от кренения и прекратить колебания одними органами управ- ления не всегда возможно. Может потребоваться дросселирование или даже выключение работающего двигателя. При отказе двигателя в полете сначала следует с помощью эле- ро<нов и руля направления устранить кренение и разворот само- лета в сторону этого двигателя. На малых скоростях, когда эф- фективность руля направления может оказаться недостаточной, целесообразно уменьшить тягу работающего двигателя. При этом нужно принять меры, исключающие опасную потерю скорости, уменьшив угол тангажа (наклона траектории). После этого сле- дует сбалансировать самолет в прямолинейном полете. Полет с несимметричной тягой. Прямолинейный полет с несим- метричной тягой можно выполнять с различными углами сколь- жения. При этом в зависимости от величины и заака угла сколь- жения будут требоваться различные балансировочные отклонения руля направления, элеронов и крена. На рис. 6.17 в качестве при- 188 мера показаны отклонения руля направления &н, элеронов 8Э и угла крена у, необходимые для балансировки самолета в прямо- линейном полете при отказе левого двигателя. При рассмотрении этих балансировочных кривых можно выделить три наиболее ха- рактерных режима полета с отказавшим двигателем. 2И Рис. 6.18. Силы, действующие на самолет при пря- молинейном поле- те без крена с от- казавшим (левым) двигателем Рис. 6.19. Силы, действующие на самолет при пря- молинейном полете без скольжения с отказавшим (ле- вым) двигателем Полет без крена ('положение / на рис. 6.17). Силы, дей- ствующие на самолет при полете без крена, показаны на рис. 6.18. В этом случае полет осуществляется со скольжением на полу- крыло с отказавшим двигателем. Боковая аэродинамическая сила -2jg, обусловленная скольжением, уравновешивается си- лой ZH, создаваемой отклонением руля направления. Поэтому ша- рик указателя скольжения находится в центре, хотя полет осу- ществляется со скольжением. Такой способ балансировки целе- сообразен при полете в сложных метеоусловиях. Однако в этом случае требуются большие отклонения руля направления, необхо- димые не только для балансировки момента, создаваемого несим- метричной тягой М , но и момента ЖЭД, стремящегося устранить скольжение. Кроме того, скольжение привадит к увеличению лото- вого сопротивления и, как следствие, к повышенному расходу топ- лива. Полет без скольжения (положение // на рис. 6.17); Силы, действующие на самолет при полете без скольжения, пока- 189 заны на рис. 6.19. В этом случае для балансировки самолета тре- буется отклонение руля направления только для уравновешива- ния момента от несимметричной тяги. Сила ZH, вызванная отклонением руля направления, приложена выше центра тяжести и поэтому создает некоторый момент, накре- няющий самолет на полукрыло с отказавшим двигателем. Для его балансировки необходимо незначительно откло: нить элерон (в рассматриваемом случае откло- нить ручку вправо). Для уравновешивания бо- ковой аэродинамической силы ZH, создаваемой рулем направления, требуется создать неболь- шой угол крена на полукрыло с работающим двигателем. В эту же сторону отклонен шарик указателя скольжения, несмотря на то что сколь- жения нет. Поскольку при рассматриваемом спо- собе балансировки обеспечивается минимальное лобовое сопротивление, он наиболее приемлем при полете с ограниченным запасом топлива в простых метеоусловиях или при недостаточной тяге работающего двигателя. Полет с неотклоненным рулем направлю ния (положение /// на рис. 6.17). Силы, действующие на самолет в рассматривае- мом случае, доказаны на рис. 6.20. Полет осу- ществляется с креном и скольжением в сторону работающего двигателя. Крен необходим для ба- лансировки боковой аэродинамической силы Z. 620 Силы возникающей при скольжении. Момент рыска- ния М , создаваемый несимметричной тягой, • молинейном полете уравновешиваемся моментом Mffl, обусловлен- с креном и сколь- ным ПуТевой устойчивостью. Большие потребные углы скольжения и крена при таком способе балансировки неудобны в прямолинейном - по- лете и практически не применяются. Вместе с тем при недостаточной эффективности руля направления (напри- мер, при подтягивании во время захода на посадку) часто приме- няется прямолинейный полет с креном и небольшим скольжением в сторону работающего двигателя (режим полета средний между положениями // и ///). Следует иметь в виду, что при прямолинейном полете с несим- метричной тягой указатель скольжения дает неправильные пока- зания. Это объясняется тем, что по принципу работы он реагирует не на скольжение, а на боковую силу. В обычном полете появле- ние бокоъой силы является следствием возникновения скольжения. При полете с несимметричной тягой возникновение боковой силы связано не только со скольжением, но и с отклонением руля на- правления, необходимым для уравновешивания момента Му . 190 Рис. действующие на самолет при пря- жением в сторону работающего дви гателя § 6.5. ХАРАКТЕРИСТИКИ БОКОВОЙ УПРАВЛЯЕМОСТИ В КРИВОЛИНЕЙНОМ ПОЛЕТЕ Предположим, что летчик, совершая прямолинейный полет и начиная какой-либо маневр, создает вращение самолета вокруг продольной оси с некоторой угловой скоростью крена tox. С этой целью он прикладывает некоторое усилие Рэ к ручке управления и отклоняет элероны на вели- T-to* A i результате появ- МН ко- чину 8Э. В ляется момент крена торый вызывает ускоренное вращение самолета вокруг про- дольной оси. По мере увели- чения угловой скорости враще- ния со* будет расти демпфи- рующий момент М*х(пх, пре- пятствующий вращению. При некоторой угловой скорости демпфирующий момент урав- новесит момент крена от эле- ронов, и самолет при неизмен- ном положении элеронов будет вращаться с постоянной угловой скоростью крена (о>х) С7 (рис. 6.21). Установившееся значение угловой скорости крена можно найти из следующего условия: Рис. 6.21. Изменение угла крена и угло- вой скорости крена при отклонении эле- ронов М ГН + ЛОК) =0, Л -* * X N -*/уст откуда К) = V -Г'уСТ мь* х R • О ——; Э -* ,0) *& (6.6) Полному отклонению элеронов будет соответствовать макси- мальная угловая скорость крена (w^)max, которая является важ- ной характеристикой маневренного самолета. Из рис. 6.21 видно-(см. штриховые линии), что при постоянном отклонении элеронов самолет неограниченно увеличивал бы угол крена. Поэтому для того, чтобы зафиксировать определенный угол крена у, летчик должен своевременно прекратить вращение само- лета. С этой целью в некоторый момент времени t\ (рис. 6.21) рн возвращает элероны в нейтральное положение. В результате на самолет будет действовать только демпфирующий момент крена М"*®х, который полностью погасит угловую скорость вращения. За это время самолет успеет накрениться на угол у. 191 Из уравнения (6.6) можно получить отношение приращения установившейся угловой скорости крена к вызвавшему его при- ращению отклонения элеронов: бл Да т Д8Э тх* (6.7) Характеристика эффективности элеронов -jp- показывает, ка- кую угловую скорость крена приобретает самолет при отклонении элеронов на 1°. Чем больше значение этого отношения, тем больше Дл>* Дб"э -0,1 -0,2 -о,з •-Л4 Ч \ V / \ Sy ^s / •мм^ *^ 0,8 /,2 М Рис. 6.22. Зависимость эффективности элеронов от числа М полета эффективность элеронов (рис. 6.22). С увеличением скорости по- лета величина'яг^-*, характеризующая демпфирующий момент крена, уменьшается. Если бы характеристика эффективности эле- 5 „ Д<о *• ронав т*оставалась неизменной, отношение д* -с ростом скорости полета увеличилось бы. Однако на больших околозвуковых и осо- бенно сверхзвуковых скоростях полета величина гп* существенно уменьшается, что и объясняет изменение отношения -т)р, пока- занное на рис. 6.22. Иногда в качестве характеристики поперечной управляемости ^ А (О у применяется величина, обратная -jj^- Д*э До)^ (6.8) Она называется градиентом отклонения элеронов по угловой скорости крена. Градиент -д^- численно равен отклонению элеро- нов, необходимому для получений угловой скорости крена в 1 рад/с. 192 Важной характеристикой управляемое^ carv^efa в криволи- нейном движении является градиент усилия по угловой скорости д/> ^ крена -jj~. Он численно равен усилию на ручке управления эле- ронами, необходимому для получения установившейся угловой скорости крена, равной 1 рад/с. Градиент усилия по угловой ско- Д&э рости крена прямо пропорционален градиенту -д^- и зависит от передаточного отношения от ручки к элеронам и жесткости загру- зочного механизма. ГЛАВА 7 ВЗАИМОДЕЙСТВИЕ ПРОДОЛЬНОГО И БОКОВОГО ДВИЖЕНИЙ Значительное изменение аэродинамических форм и компоновки современных самолетов привело к существенному усилению -взаи- модействия продольного и бокового движений. В результате это,го взаимодействия на некоторых режимах полета может наблюдаться необычная* на первый взгляд противоестественная реакция само- лета на отклонение органов управления. Летчик, не знакомый с особенностями проявления взаимосвязи, существующей между продольным и боковым движениями на современных самолетах, может попасть в сложное, а в некоторых случаях даже опасное положение. Взаимодействие продольного и бокового движений происходит вследствие аэродинамических, кинематических и инерционных пе- рекрестных связей. § 7.1. ФИЗИЧЕСКАЯ ПРИРОДА ПЕРЕКРЕСТНЫХ СВЯЗЕЙ 1. Аэродинамические перекрестные связи. Под аэродинамиче* скими перекрестными связями понимают зависимость аэродинами- ческих сил и моментов продольного движения от параметров боко- вого движения и, наоборот, зависимость аэродинамических сил и моментов бокового движения от параметров продольного движе- ния. У современных самолетов 'наиболее сильно проявляется зави- симость боковых моментов, а значит, и характеристик боковой устойчивости и управляемости от параметров продольного движе- ния: угла атаки а и числа М полета. Примером возникновения аэродинамической перекрестной связи может служить зависимость характеристики поперечной устойчи- вости /ft? от угла атаки а и числа М полета (рис. 4.20 и 6.10). Физические причины этой зависимости у самолетов со стреловид- ными и треугольными крыльями были рассмотрены в главах 4 и 6. При уменьшении угла атаки поперечная устойчивость у таких са- молетов существенно уменьшается. В результате этого при некото- ром небольшом положительном или отрицательном угле атаки са- 194 зиолет становится нейтральным в поперечном отношении. При Дальнейшем уменьшении угла атаки он становится поперечно не- устойчивым. Это значит, что в зависимости от исходного угла атаки создание одного и того же скольжения может вызвать из- менение не только момента крена по величине, но и по знаку, из- меняя прямую реакцию по крену на отклонение руля направления на обратную, и наоборот. Если при положительном угле атаки лет- чик создает скольжение, а затем начинает уменьшать угол атаки, удерживая скольжение, то возникающий момент крена сначала уменьшается по величине, а начиная с некоторого угла атаки даже меняет знак. Другим примером возникновения аэродинамической перекрест- ной связи, оказывающей большое влияние- на проявление взаимо- связи продольного и бокового движений, может служить.зависи- мость путевой устойчивости (т?\, а соответственно и момента рыскания от угла атаки и числа М полета (рис. 4.20). Эта зави- симость проявляется наиболее сильно на больших сверхзвуковых скоростях полета. На таких скоростях полета с ростом числа М уменьшается путевая устойчивость, и тем сильнее, чем на боль- <Шем угле атаки осуществляется полет. С увеличением сверхзвуко- вой скорости полета на некотором большом угле атаки самолет может вообще потерять, путевую устойчивость. В этом случае при появлении скольжения возникнет момент рыскания, который стре- мится увеличить угол скольжения. При полете на больших приборных скоростях и числах М на- блюдается существенное падение эффективности как поперечного, так и путево'го управления самолетом. Эффективность элеронов уменьшается и при полете на больших углах атаки на дозву- ковых режимах. Так, например, из рассмотрения зависимости Эффективности элеронов от угла атаки (рис. 6.6) следует, что при неизменном отклонении элеронов, равном .—10°, уменьшение угла атаки с 14 до 11° сопровождается изменением коэффициента мо- мента крена на величину Дт*. Значит, изменение таких парамет- ров продольного движения, как угол атаки и число М полета, бу- дет вызывать изменение моментов крена и рыскания, что приведет к изменению параметров бокового движения. Особенно сильная взаимосвязь продольного и бокового движе- ний может наблюдаться на больших углах атаки, когда возможно возникновение срыва потока (глава 8). 2. Кинематические перекрестные связи. Эти связи возникают при вращении самолета, которое сопровождается периодическим изменением углов атаки и скольжения, от величины которых за- висят силы и моменты в продольном и боковом движениях. При рассмотрении эффективности элеронов на больших углах атаки (гла'ва 6) уже обращалось внимание на существование кинемати- ческой перекрестной связи между углом атаки и скольжения. Рас- смотрим более подробно проявление этой связи в наиболее ха- рактерном случае. 195 Предположим, что самолет выполняет полет с некоторым поло- жительным углом атаки а при угле скольжения р=0 (рис. 7.1,а). Пусть летчик отклонением ручки управления влево создал враще- ние самолета вокруг продольной оси с некоторой угловой ско- ростью GO*. Легко заметить, что такое вращение будет солровож- даться периодическим изменением углов атаки и скольжения. В са- мом деле, при на<кренении самолета угол атаки начнет умень- шаться, но появится скольжение на опущенное полукрыло. Если •^^W^fr* *%... а 6 в г д Рис. 7.1. Изменение углов атаки и скольжения при вращении самолета вокруг продольной оси самолет не препятствует изменению углов атаки и скольжения и вращение происходит строго вокруг продольной оси Ох\> то при накренении на 90° угол атаки станет равным нулю, а скольжение на опущенное левое полукрыло достигнет угла —р, равного по ве- личине исходному значению угла атаки (рис. 7.1,6). Дальнейшее вращение самолета приведет к уменьшению угла скольжения и появлению отрицательного угла атаки (рис. 7.1, 0), затем к исчез- новению угла атаки и возникновению скольжения на правое полу- крыло и т. д. В соответствии с изменением углов атаки и скольжения ме- няется поперечный момент, который при одном и том же откло- нении элеронов будет либо увеличивать, либо уменьшать угловую скорость вращения самолета. Таким образом, меняя угол атаки, летчик может при неизменном положении элеронов изменять в ши- роких пределах угловую скорость крена. Особенность эту необхо- димо учитывать при пилотировании, чтобы значительное уменьдпе- ние угловой скорости на больших углах атаки или выход на чрез- мерно большие угловые скорости крена при малых положительных или отрицательных углах атаки йе были для летчика неожидан- ностью. При рассмотрении реакции самолета на отклонение элеронов мы предполагали, что его вращение происходит строго вокруг продольной оси 0*ь Чем меньше продольная и путевая устойчи- вость самолета и больше угловая скорость крена, тем ближе к продольной оси Ох\ действительная ось вращения самолета. На- личие устойчивости по перегрузке и путевой устойчивости обуслов- ливает при изменении углов атаки и скольжения появление вос- станавливающих продольных и путевых моментов, которые, создавая угловые скорости тангажа <о2 и рыскания еоу, препят- ствуют изменению углов атаки и скольжения при вращении само- лета. Так, например, уменьшение угла атаки и появление скольже- ния на опускающееся полукрыло при вращении самрлета сопро- 196 вождается возникновением кабрирующего момента, стремящегося восстановить исходный угол атаки, и появлением момента рыска- ния, стремящегося опустить нос самолета и устранить возникшее скольжение.' Если угловая скорость вращения самолета велика, а запасы устойчивости по перегрузке и путевой устойчивости малы, то ста- билизирующие моменты M*zv> и MJJP не успевают значительно от- клонить ось вращения самолета и о<на практически совпадает со связанной продольной осьюО*! (рис. 7.1). При малой угловой скорости вращения и больших запасах устойчивости по пере- грузке и путевой устойчивости самолет успевает восстановить исходные значе- ния углов атаки и скольжения, практи- Рис 72 Ось ния са. чески вращаясь вокруг вектора скорости. МОЛета при отклонении эле- При таком движении носовая часть фю- ронов зеляжа описывает в пространстве неко- торый конус, осью которого является вектор скорости. Обычно действительная ось вращения самолета при отклонении элеронов располагается между вектором скорости и продольной связанной осью 0*i (рис. 7.2). 3. Инерционные перекрестные связи. Одной из причин возник- новения инерционных перекрестных связей является гироскопиче- ский момент pqTOpa двигателя [формула (4.11)], появляющийся при вращении самолета вокруг оси, не совпадающей с собственной осью вращения ротора двигателя. Влияние действия гироскопи- ческого момента ротора двигателя на динамику движения само- лета определяется соотношениями величины гироскопического мо- мента и моментов инерции самолета относительно осей Оу\ и Oz\. Это влияние может быть значительным у самолетов с винтовыми двигателями, имеющими большие моменты инерции винта (ро- тора) двигателя. У самолетов с ТРД это влияние может быть за- метным только при полете на сравнительно малых скоростях. У современных маневренных самолетов при движении с боль- шими скоростями вращения преобладающее влияние на динамику могут оказать перекрестные инерционные связи, определяемые рас- пределением масс грузов и частей самолета. Появляющиеся при вращении инерционные (гиросгопические) моменты определяются выражениями (4.12), (4.13) и (4.14). Как было показано в главе 4, инерционные моменты являются дестабилизирующими, стремящимися увести самолет от заданного режима полета. При небольших скоростях вращения эти моменты малы и уравновешиваются на устойчивом по перегрузке и в путе- вом отношении самолете незначительным увеличением углов атаки и скольжения. С ростом скорости вращения вокруг оси, не совпа- дающей с одной из связанных осей, инерционные моменты увели- чиваются пропорционально квадрату угловой скорости. Поэтому для их балансировки требуются большие стабилизирующие аэро- динамические моменты, а следовательно, значительное изменение 197 углов атаки и скольжения. При некоторой большой скорости вра- щения аэродинамические моменты уже не уравновешивают инер- ционные моменты и самолет становится неустойчивым либо в пу- тевом, либо в продольном отношении. Изменение аэродинамической компоновки современных самоле- тов, связанное с применением тонких крыльев малого удлинения, привело к тому, что масса самолета располагается в основном вдоль фюзеляжа. Поэтому моменты инерции самолета Jy и /z воз- росли во много раз по сравнению с моментом инерции /*. В ре- зультате такого' изменения инерционных характеристик самолетов увеличиваются разности Jy — Jx и /z — /*, что сопровождается ро- стом инерционных моментов ЖУин и Mz^ [формулы (4.12) и (4.13)] и, как следствие, уменьшением угловых^ скоростей крена, при кото- рых наблюдается потеря путевой или продольной устойчивости. Критические угловые скорости крена можно определить по сле- дующим приближенным выражениям: /Млг -TF7T /М -T-V- (7.1) где сокр и (окр в- критические угловые скорости, при которых те- ряется соответственно продольная и .путевая устойчивость. Так как Ml=*m^Sb; -vf5=/^4Ls/' то критические скорости вращения самолета тем больше, чем больше продольная (mty и путевая (rnfy устойчивость и чем на большей приборной скорости осуществляется полет. При изменении режима полета меняются характеристики т*г и п$, а следовательно, и критические скорости вращения. На рис. 7.3 показана характерная зависимость критических ско- ростей вращения современного самолета от числа М полета. Как видно, критические скорости <окр и о>кр могут существенно отли- чаться одна от другой. При этом если на дозвуковых скоростях полета наименьшее значение критической скорости вращения обычно определяется продольной устойчивостью, то на больших сверхзвуковых скоростях онб определяется путевой устойчи- востью. Предположим, что при вращении вокруг продольной оси само- лет превысил наименьшую критическую скорость, определяемую, 198 Рис. 7.3. Зависимость критических угло- вых скоростей вращения от числа М полета например, устойчивостью по перегрузке. На первый взгляд может ^оказаться, что в этом случае самолет» неограниченно увеличивая угол атаки, под действием разности инерционного и аэродинами- ческого моментов займет положение, перпендикулярное вектору скорости. В действительности этого не получается. В рассматри- ваемом случае при превышении наименьшей критической скорости самолет теряет продольную, но сохраняет путевую устойчивость. .Первое (рис. 7.1, а), увеличивая угол атаки, будет отклонять про- дольную ось самолета от его оси вращения, второе (рис. 7.1,6) при переходе угла атаки в угол скольжения в про- цессе вращения будет умень- шать угол скольжения и совме- щать продольную ось самолета с его осью вращения. Анало- гичная картина имела бы место и при потере путевой, но со- хранении продольной устойчи- вости. Таким образом, прояв- ление взаимосвязи продольно- го и бокового движений, обус- ловливая при вращении потерю устойчивости, не приводит к не- ограниченному увеличению углов атаки и скольжения. Так как вращение самолета с угловой скоростью, превышаю- щей наименьшее значение критической скорости, связано с боль- шим влиянием инерционных моментов, то такое движение иногда называют инерционным вращением (точнее, аэроинер- ционным вращением). Область неустойчивого вращения са- молета вокруг продольной оси обычно находится в диапазоне между наименьшей (первой) и наибольшей (второй) критиче- скими скоростями. Чем меньше отличаются критические угловые скорости (*>Кр и сокр , тем меньше область неустойчивого вращения. Из рис. 7.3 видно, что области неустойчивого вращения на дозвуковых скоро- стях полета существенно меньше, чем на сверхзвуковых. Поэтому 1может показаться, что на сверхзвуковых скоростях полета легче войти в эту .опасную область. Однако, чтобы сделать заключение р возможности попадания в область неустойчивого вращения, не- обходимо сравнить значения критических скоростей вращения с максимально возможными угловыми скоростями крена, опреде- ляемыми эффективностью органов управления. С этой целью на рис. 7.3 штриховой и штрихпунктирной линиями показаны устано- вившиеся угловые скорости крена, соответствующие максималь- ному отклонению элеронов разной эффективности. Как видно, в диапазоне чисел М2<М<М3 даже при полном отклонении элеронов (штрихпунктирная линия) невозможно вообще достичь наимень- шей критической скорости крена. 199 Так как при уменьшении высоты полета на одном и том же числе М возрастают приборные скорости, а следовательно, и кри- тические скорости вращения, то при полете на малых высотах наименьшая критическая скарость вращения оказывается сущест- венно больше угловой скорости крена, необходимой для выполне- ния энергичных маневров. Кроме того, следует иметь в виду, что если самолет достиг критической скорости, это еще не означает начала неустойчивого вращения. Оно станет возможным только тогда, когда в процессе вращения самолет приобретет вполне оп- ределенные значения углов атаки и скольжения, но для этого тре- буется некоторое время, зависящее от соотношения моментов инерции -у- и ~. Вследствие сравнительно малых значений моментов инерции 1Х современный самолет значительно быстрее изменяет угол крена и угловую скорость крена, чем углы атаки и скольжения. Быстро достигнув первой критической скорости, самолет не успевает су- щественно изменить углы атаки и скольжения. Из этого важного .обстоятельства следует, что если самолет находится в неустойчи- вой области незначительное время, то, несмотря на большую угло- вую скорость вращения, его можно легко вывести из этой области. § 7.2. ОСОБЕННОСТИ ПРОЯВЛЕНИЯ ВЗАИМОСВЯЗИ ПРОДОЛЬНОГО И БОКОВОГО ДВИЖЕНИЙ ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ МАНЕВРОВ Совместное проявление аэродинамических, кинематических и инерционных перекрестных связей характеризует взаимосвязь про- дольного и бокового движений. При этом даже в тех случаях, когда самолет не теряет устойчивости и сохраняет нормальную реакцию* на отклонение органов управления, перекрестные связи могут привести к значительному забросу ботовой nz и нормаль- ной пу перегрузок, не соответствующих отклонению руля направ- ления и стабилизатора. Необычное изменение параметров движе- ния может быть при выполнении сложных и энергичных маневров, связанных с одновременным вращением самолета вокруг двух осей. К таким маневрам можно отнести, например, выход из пики- рования или вход в гор<ку с одновременным энергичным разво- ротом (вращением вокруг продольной оси), резкое перекладыва- ние самолета из правого виража в левый, т. е. в тех случаях, когда при выполнении энергичных маневров летчик отклоняет ручку по диагонали. В качестве примера на рис. 7.4 показано изменение параметров движения самолета при выполнении подобного маневра. Летчик выполнял горизонтальный полет (%«1) на высоте 11700 м на скорости, соответствующей числу М«0,8, без скольжения (nz = 0). На 14-й секунде перемещением ручки управления вправо и на себя летчик начал энергично вводить самолет в правый разворот с набором высоты. 200 Если бы были отклонены только элероны, то при вращении са- молета вокруг продольной оси из-за кинематической связи углов атаки и скольжения начал бы уменьшаться угол атаки и появи- лось бы скольжение на правое полукрыло. Отклонение же ста- билизатора вызывает кабрирова- ние самолета с угловой ско- ростью o)Z. В результате одновре- менного отклонения элеронов и стабилизатора при накренении самолета угол атаки не умень- шается, а увеличивается. Это при- водило бы при вращении к более интенсивному росту угла сколь- жения на опускающееся (правое) полукрыло даже при неотклонен- ном руле направления. Однако в рассматриваемом примере летчик недостаточно точ- но фиксирует руль направления и сразу после отклонения элеро- нов и возникновения вращения допускает «увод» руля направле- ния влево. Такое отклонение руля направления также способствует увеличению угла скольжения на правое крыло. Следует подчеркнуть, что в данном случае отклонение руля направления есть следствие сколь- жения, а не его причина. Послед- нее подтверждается тем, что от- клонение руля направления про- исходит при практически нулевых усилиях на педалях (Рн~ 0). Самопроизвольное отклонение руля направления возможно у самолетов, на которых не уста- новлен гидроусилитель в системе путевого управления. Причиной Л,А1] 1 1 f}f}fl »-. "-•• J 7 *"*") ioooo ' J i 9000 08 л т •н •-. /^ / oi 0 «Г fit f in f i /,и J \ i 1 1 \ 'Z / \ \ •~1 П / \ W / / nv / \ Л П / 1 (Отм /« / 1/с] г * I f\ S 1 А V 7эи J 4 ^ 1,0 / / k (i >У, п . i/ . >? \ i \ / и)т; —1 Л \ i 7,0 1 i —9 П \( \ i J (От, } / —я п - //С \ / о,и п -? (ll 7 'л ьх> л (V и — Л -ч V. ^ W л с Рн ч? С э 0 L О е" 100 ЕД.-/0 V / \ - о °н 0 #- \ \ »в*« -»«, ---• *-* FC -УЛЛ -/Л \ ->н 1U .у о 1П •а •ц и" % (^ я^ i-U Ч РЧ 5 г- ' 10 \ — /0 15 20 t,o Рис. 7.4. Проявление взаимосвязи продольного и бокового движений при одновременном отклонении ронов и руля направления эле- самопроиз'вольного отклонения руля направления является шарнирный момент, появляющийся при скольжении. Так, напри-мер, при скольжении на правое полу- крыло с углом р (рис, 7.5) на руль направления действует боковая аэродинамическая сила ZH, «которая относительно оси вращения создает шарнирный момент Мщ. Если ледали освобождены, то под действием этого момента руль направлений будет стремиться стать по потоку (точнее, sa-нять положение, при котором шарнирный мо- мент станет равным нулю). Отклдцецр| ж§ руля направления на величину 5Н вызо!В$т изменение боковой аэродинамический силы № вертикального оперения на некоторую величину Д-?в.о (рис. 7.5). Это обусловит * появление момента рыскания ДМу, который будет стремиться развернуть самолет влево и увеличить скольжение на правое полукрыло. Отсюда AMVxxi следует, что самолет без гид- роусилителя в системе путе- вого управления с освобож- денными педалями имеет меньшую путевую устойчи- вость, чем с зажатыми. Таким образом, отклоне- ние элеронов и стабилиза- тора в рассматриваемом на рис. 7.4 случае сопровож- дается вращением самолета вокруг трех осей с угловыми скоростями (рис. 7.6). При таком вращении появ- ляется инерционный момент [формула (4.13)]: Myn = (J*-JJ"**» !КЛ'М* AZe.0 Рис. 7.5. Изменение момента рыскания вследствие самопроизвольного отклонения освобожденного руля направления при скольжении Рис. 7.6. Появление инерционного момента рыскания при одновремен- ном вращении самолета с угловыми скоростями ш« и шу который стремится развернуть, самолет влево и увеличить сколь- жение на правое полукрыло, В результате происходит резкий за- брос боковой перегрузки до /г2=—1,4 (рис. 7.4). Скольжение на правое крыло обусловит появление большого момента крена, ко- торый, несмотря на то, что элероны отклонены на величину 8Э =—17°, прекращает вращение самолета вправо и с момен- та /=15,3 с вызывает вращение в противоположную сторону с большой угловой скоростью крена (от —2 до —3 рад/с). В ре- зультате такого вращения появится скольжение на левое полу- крыло и соответственно возникнет заброс (50). Потеря поперечной устойчивости приводит к появлению момента крена, увеличивающего угловую скорость вращения. Движение в этом случае напоминает перевер- нутый штопор, но с большими угловыми скоростями вращения, с большими отрицательной нормальной пу и боковой пг перегруз- ками. На рис. 7.10 показаны изменения параметров движения само- лета при вводе в «аэроинерционное вращение» на дозвуковой ско- рости. При полете на Я=10500 м и Упр = 520 им/ч летчи-к откло- нением руля направления влево на 5° (дачей левой ноги) создал скольжение на правое полукрыло (отрицательную боковую пере- грузку nz = —0,2). Для балансировки возникшего при скольжении момента крена потребовалось отклонить ручку вправо (правый элерон вверх на 8Э=—2,5°). На 85-й секунде летчик резким, цочтр 208 полным отклонением ручки вправо вызвал вращение самолета с большой угловой скоростью крена. Через 2 с (t = 87 с) элероны практически возвратились в прежнее положение, но угловая ско- рость крена не уменьшилась, а даже возросла до 0^=4 рад/с. Из рис. 7.10 видно, что вход самолета в «аэроинерщюнное вра- щение» на дозвуковых скоростях полета, так же как и на сверх- звуковых, сопровождается необычным изменением параметров движения. Во-первых, наблюдаются резкие забросы боковой перегруз- ки nz. Правда, при вращении самолета наблюдаются и значи- тельные отклонения руля направления. Однако нетрудно прийти к выводу, что такое большое увеличение боко-вой перегрузки свя- зано не с отклонением руля направления. Даже при полном от- клонении руля направления в прямолинейном полете у рассмат- риваемого самолета не представляется возможным получить бо- ковую перегрузку более 0,8—1,0. Кроме того, по характеру изме- нения отклонения руля направления и по усилиям на педалях (Ри) видно, что руль направления самопроизвольно отклонялся под действием шарнирного момента при скольжении, а летчик, прикладывая большие усилия к педалям, стремился возвратить его в нейтральное положение. Это значит, что наблюдающееся в процессе вращения отклонение руля направления есть следствие скольжения, а не наоборот. Во-вторых, в процессе вращения самолет вышел на очень боль- шие отрицательные углы атаки (перегрузка увеличивается до пу = —4,0), несмотря на то что стабилизатор отклонен на кабри- рование (8В~ —10°). В-третьих, при скольжении на правое полукрыло самолет вра- щается в сторону правого крыла при почти нейтральных элеро- нах. Поскольку основной причиной «аэроинерционного вращения» на дозвуковых скоростях полета, как и на сверхзвуковых, является развивающееся скольжение, для вывода самолета из этого режи- ма необходимо прежде всего устранить или уменьшить скольже- ние. Для этого требуется все органы управления установить в нейтральное положение. В тех случаях, когда эффективность эле- ронов в «аэроинерционном вращении» сохраняется, на дозвуковых скоростях полета можно вывести самолет из этого режима откло- нением элеронов против вращения. ГЛАВА 8 ОСОБЕННОСТИ ПОЛЕТА НА БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ. ШТОПОР САМОЛЕТА § 8.1. ПОВЕДЕНИЕ САМОЛЕТА НА БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ Поток воздуха плавно обтекает крыло лишь при сравнительно небольших углах атаки. При дальнейшем увеличении угла атаки возникает срыв потока. Место зарождения срыва, характер и ско- рость его распространения по крылу в значительной мере опреде- ляют закон изменения сил и моментов, а следовательно, и пове- дение самолета на больших углах атаки. При несимметричном возникновении и распространении зоны срыва по крылу нарушается равновесие моментов относительно продольной оси самолета .и появляется кренящий момент, который является причиной сваливания самолета на крыло. Величина кре- нящего момента зависит от места возникновения срыва потока, степени неравномерности его развития на левом и правом полу- крыльях, скорости распространения, а также от режима по- лета. На прямых крыльях начальная зона срыва потока располо- жена, как правило, в средней (центральной) части крыла, далее срыв потока при небольшом изменении угла атаки распростра- няется по всему крылу. Поэтому у самолетов с прямыми крыльями сваливание происходит на угле * атаки, близком к критическому акр (соответствующему максимальному коэффициенту подъемной силы Сутах (рис. 1.9). Иной характер распределения срыва на стреловидном или треугольном крыле. Начальная зона срыва по- тока, возникнув на концах крыла при сравнительно небольшом угле атаки, при дальнейшем его увеличении распространяется по крылу постепенно. В связи с этим сваливание на самолетах с та- кими крыльями происходит, ка(к правило, при угле атаки, суще- ственно меньшем, чем акр. В данном случае коэффициент подъем- ной силы, соответствующий сваливанию самолета СУсв, меньше, чем Сутах, и путать их ни в коем случае не следует. Непроизвольное движение самолета на больших углах атаки вокруг поперечной оси может #м?т? местр при с-ямметричндм ^оз- 810 никнавении и распространении зоны срыва по крылу. Такое непро- извольное изменение угла тангажа бывает у самолетов со стрело- видными крыльями вследствие сдвига фокуса вперед при распро- странении срыва потока от концов крыла (уменьшение и потеря устойчивости по перегрузке). Нача-ло возникновения срыва потока на крыле и поведение са- молета при распространении срыва ограничивают область эксплуа- тационных углов атаки и углы атаки, соответствующие свалива- нию осев (рис. 1.8). Такие углы атаки удается реализовать, как правило, только на дозвуковых скоростях полета. На сверхзвуко- вых скоростях вследствие большой устойчивости по перегрузке и сравнительно небольшой эффективности стабилизатора обычно не представляется возможным без скольжения выйти на режим сва- ливания. Кроме того, на таких скоростях и малых высотах полета вследствие больших скоростных напоров увеличение угла атаки может быть ограничено по прочности разрешаемой перегруз- кой ft* -Углах При одновременном энергичном создании перегрузки пу и крена самолета 'подъемная сила распределяется неравномерно на опускающемся и поднимающемся полукрыльях. Поэтому пр'И рав- ных перегрузках в центре тяжести самолета условия нагружения крыла при кренении и без него разные. Учитывая это, не следует энергично изменять крен самолета при перегрузке, близкой к мак- симально допустимой. Таким образом, в зависимости от скорости и высоты полета значения эксплуатационных углов атаки могут ограничиваться приближением к сваливанию, эффективностью стабилизатора, до- стижением максимальной эксплуатационной перегрузки. Предупреждающим признаком достижения углов атаки, близ- ких к адоп» часто является начало аэродинамической тряски, воз- никающей при появлении зон срыва потока на крыле. Однако на многих современных самолетах тряска возникает на сравнительно небольших углах атаки задолго до достижения аДОп. Ограничение по началу тряски в этих случаях привело бы к существенному це- доиспользо-ванию маневренных возможностей самолета, поэтому на таких самолетах допустимый угол атаки ограничивают созда- нием искусственных предупреждающих признаков или возникно- вением покачиваний самолета с крыла на крыло. В последнее время широкое распространение получил, указа- тель угла атаки, используемый на многих этапах полета в каче- стве вспомогательного пилотажного прибора, но главным образом для контроля пилотирования на больших углах атаки. С этим при- бором имеет связь специальная сигнализация достижения допу- стимого угла атаки —световая, звуковая или тактильная (по ощу- щениям на ручке управления или педалях). При увеличении угла атаки более аДОй уменьшается эффектив- ность поперечного управления и, как было сказано ранее, может возникнуть покачивание с крыла на крыло или вождение' носа 211 самолета, что является вторичным признаком, предупреждающим о приближении к сваливанию. Однако тряска'самолета, другие признаки приближения к сва- ливанию и указатель угла атаки могут сыграть свою роль лишь при ограниченной скорости изменения перегрузки (угла атаки). При энергичном увеличении угла атаки прекращение взятия ручки на себя или даже отдача ее от себя может не предотвратить пре- вышения допустимого значения осдоп, так как изменение угла ата- ки запаздывает по отношению к отклонению стабилизатора. На рис. 8.1 показано измене- ние угла атаки по времени при резком взятии ручки управления на себя и последующей отдаче от себя с максимально возмож- ной скоростью. Как видно, после отдачи ручки самолет увеличил 14° угол атаки на и превысил 50- -Ур|лш Рис. 8.1. Изменение угла атаки по времени при резком взятии ручки управления на себя и по- следующей ее отдаче «св. График на рис. 8.1 получен расчетом, в реальном же полете такое пилотирование неминуемо приведет к сваливанию само- лета. Поэтому при ведении воздуш- ного боя пилотировать надо энер- гично, но не резко, не забывая о рекомендуемой скорости созда- ния перегрузки. Увеличивать пе- регрузку необходимо так, чтобы она достигла заданного значения без существенного заброса. Сигнализация допустимого угла атаки обычно учитывает темп увеличения угла атаки и при большой скорости нарастания сра- батывает раньше, т. е. на меньших углах атаки. Летчик должен четко представлять, что причиной образова- ния срывов на крыле и сваливания самолета является выход на большой угол атаки и только угол атаки. Выражение «сваливание из-за потери скорости» является неточным. Известно, что можно уменьшить скорость до нуля и даже лететь хвостом вперед, на- пример при выполнении падения на хвост (рис. 8.2), и не свали- ваться на крыло. И наоборот, выполняя вираж на сравнительно большой скорости по прибору, можно, перетянув ручку (т. е. пре- высив асв), свалиться в штопор. Таким образом, важнейшей информацией для летчика при ма- неврировании является информация об угле, атаки. Об использова- нии указателя угла атаки при маневрировании будет подробнее сказано ниже. Однако в воздушном бою невозможно постоянно 212 следить за показаниями приборов. Здесь приобрета-ет исключи- тельную роль информация, поступающая от органов чувств лет- чика, о движении и положении руки, а также об усилиях на рычагах управления. Сигналы от этих органов чувств формируют V*0 Рис. 8.2. Траектория движения самолета при падении на хвост обратную связь, возникающую при выполнении действий орга'нами управления. Развитие навыков летного мастерства заключается в том числе и в использовании указанных органов чувств. Это и позволяет опытному летчику, выполняющему маневренный бой, практически не смотреть на приборы. Однако на современных самолетах с необратимыми гидроуси- лителями такое пилотирование не обеспечивает достаточную точ- ность и безопасность полета. Когда требуется «выжать» максимум маневренных возможностей самолета, приходится пилотировать с некоторыми «запасами» угла атаки и контролировать его по ука- зателю. Задача несколько облегчается при наличии на самолете световой, тактильной или звуковой сигнализации. 213 § 8.2. «ПОДХВАТ» В главе 4 быдо показано, что развитие срыва потока на стре- ловидном крыле сопровождается перемещением центра давления и фокуса крыла, а также самолета в целом вперед. Это прояв- ляется в соответствующем изменении зависимости продольного момента от коэффициента Су (рис. 4.11), а следовательно, и в балансировочных отклонениях стабилизатора (рис. 8.3). Видно, 'Ун Cl У Рис. 8.3. Балансировочная кривая отклонений стабилизатора в зависимости от коэффициента подъемной силы при наличии неустойчивости по перегрузке что при больших значениях коэффициента Су балансировочная кривая отклонения стабилизатора меняет наклон (характеристика Q ср У = Д<р/ДСу становится больше нуля), образуется так называе- мая «ложка»/Если самолет имеет балансировочную кривую по- добного вида, то начиная с Су = Сун для балансировки самолета на больших значениях коэффициента подъемной силы (угла атаки) необходимо отдать ручку от себя, т. е. уменьшить по абсолютной величине отклонение стабилизатора,— самолет неустойчив по пе- регрузке. Однако при значении коэффициента подъемной силы Су>С1у (рис. 8.3) самолет снова становится устойчивым. Следует иметь в виду, что диапазон и степень неустойчивости зависят от чис- ла М полета, центровки и скоростного напора. При увеличении этих трех параметров начало неустойчивости смещается на мень- шие значения коэффициента подъемной силы: На примере вывода .самолета из пикирования рассмотрим подробнее, под действием каких основных моментов самолет изменяет угол атаки и как меня- ются сами эти моменты. Для того чтобы вывести самолет из пикирования, лет- чик берет ручку управления на себя, увеличивая угол атаки самолета и подъем- ную силу, под действием которой и искривляется траектория полета. Влиянием демпфирующих моментов для простоты рассуждения можно пре- небречь. Летчик, отклоняя ручку управления на себя, опускает носок стабилизатора вниз. Вследствие этого на стабилизаторе возникает приращение аэродинамиче- ской силы, направленное также вниз (рис. 8.4). Это приращение силы создает кабрирующий момент ДЛ/* . Под действием этого момента самолет увеличи- 214 вает угол атаки, возрастает подъемная сила и, следовательно, перегрузка. При- ращение результирующей подъемной силы самолета, как известно, приложено в фокусе. У устойчивого по перегрузке самолета фокус расположен сзади центра тяжести, поэтому приращение подъемной силы создает пикирующий момент ДЛ4г (рис. 8.4, а). Так как по мере увеличения угла атаки подъемная сила самолета возра- стает, то и пикирующий момент также растет. Когда он сравняется с кабри- рующим моментом, созданным летчиком при отклонении стабилизатора, угол „Подхват Д?г.о Рис. 8.4. Силы и моменты, действующие на самолет при выходе на «подхват» атаки, а следовательно, и перегрузка * устанавливаются постоянными. Но у са- молета со стреловидным крылом начиная с угла атаки, при котором поток сры- вается на концах крыла, фокус смещается вперед. Плечо приращения подъемной силы относительно центра тяжести самолета уменьшается, а следовательно, уменьшается и пикирующий момент. Если фокус крыла сместится при этом настолько, что окажется впереди центра тяжести, то при увеличении угла атаки будет возникать кабрирующий момент ДЛ4- (рис. 8.4. б) и для его компенсации придется отдавать ручку управления от себя, т. е. отклонять стабилизатор на пикирование. Углы атаки оказываются такими, что горизонтальное оперение может попасть в наиболее интенсивный след от крыла, где сильно заторможен поток и появляются большие скосы этого потока. В этом ..случае уменьшается эффективность стабилизатора и требуется еще большее его отклонение для ком- пенсации кабрирующего момента от крыла. Таким образом, начиная с некоторого угла атаки самолет становится не- устойчивым по перегрузке: при увеличении угла атаки у него не только не воз- растает пикирующий момент, а, наоборот, уменьшается, затем увеличивается мо- мент, направленный на кабрирование, т. е. на еще большее увеличение угла атаки. Если своевременно не отдать ручку от себя, могут быть достигнуты пере- грузка, превышающая допустимую, либо угол асв, соответствующий сваливанию самолета. Итак, неустойчивость по перегрузке приводит к непроизвольному кабриро- ванию самолета — «подхвату», при котором он может выйти на недопустимые значения перегрузки или на углы атаки сваливания, если летчик своевременно не уменьшит угол атаки. Летчик ощущает приближение к неустойчивости по перегрузке по повышенной реакции самолета на отклонение ручки управления. 215 На углах атаки, при которых фокус самолета находится вбли- зи центра тяжести, самолет практически нейтрален по перегрузке. Это означает, что небольшие отклонения ручки и изменения уси- лия на ручке управления могут привести к существенному изме- (Vnp*1QOQKMj4\ 90° от начального положения, на- пример, влево сначала начнет уменьшаться внутреннее скольже- ние (на левое полукрыло), а с т>180° начнет развиваться внеш- нее скольжение (на правое полукрыло). Вследствие этого появит- ся момент крена, который будет увеличивать угловую скорость вращения. X, Таким образом, даже ^^a^J-^J^ ПРИ ПРеДНаМеР6ННОМ ВВ°" ""^" де современного самолета в штопор, например, от- клонением руля направле- ния на минимальной или близкой к ней скорости вращение самолета носит неравномерный, а в неко- торых случаях даже ко- лебательный характер. Неравномерность движе- Рис. 8.10. Траектория движения самолета при ния проявляется в изме- входе в штопор нении угловых скоростей, углов атаки и скольже- ния, в результате чего изменяются нормальная и боковая лерегруз- ки. При вводе самолета з штопор с горизонтального полета угол тангажа в начале штопорного движения изменяется настолько сильно (от плюс 20—30° до минус 60—80°), что нос самолета пе- ременно оказывается то выше, то ниже горизонта (рис. 8.10). С увеличением высоты входа в штопор вращение самолета становится более неравномерным, а частота колебаний увеличи- вается. В некоторых случаях неравномерность движения может сопровождаться остановками вращения и непроизвольным изме- нением направления вращения» несмотря на отклонение руля «по штопору». Это очень мешает летчику ориентироваться и правиль- но определять направление вращения. Увеличение высоты полета неблагоприятно влияет на движение самолета при штопоре, так как уменьшается плотность воздуха, а следовательно, уменьша- ются аэродинамические демпфирующие моменты. В процессе штопора осевая линия, вокруг которой самолет со- вершает спиралевидное движение (рис. 8.10), непрерывно откло- няется вниз. По мере увеличения угла наклона траектории перио- дическое изменение угла скольжения и атаки уменьшается и вра- щение становится более равномерным. Этому способствует также увеличение демпфирующих моментов с уменьшением высоты полета. У современных самолетав, которые входят в штопор на боль- ших истинных скоростях полета, особенно на больших высотах, переход от горизонтального полета к вертикальному штопору (и затем к установившемуся) очень длительный. Некоторые самолеты с треугольным крылом, например МиГ-21, 222 выполняют более шш менее устойчивый штопор только при пол- ностью отклоненной педали и взятой на себя ручке. При освобож- дении рулей они сами выходят из штопора. К км/ч 10 20 30 Рис. 8.11. Изменение параметров движения самолета в про- цессе неустойчивого нормального штопора Несмотря на многообразие как нормальных (на положитель- ных углах ата/ки), так и перевернутых (на отрицательных углах атаки) режимов штопора современных самолетов, штопоры можно условно разделить на два вида: неустойчивый и устойчивый. Под неустойчивым штопором понимается штопор, в процессе которого угловые скорости вращения могут изменяться не только по величине, но и по знаку. Неравномерность вращения в таком штопоре может привести к остановкам вращения и изме- нениям направления вращения. В результате действия гироскопи- ческого момента ротора двигателя правый штопор может отли- чаться от левого неравномерностью, особенно в первые 8—12 с. Вследствие изменения угловых скоростей летчик испытывает зна- чительные боковые перегрузки. На рис. 8.11 приведена запись показаний приборов, получен- ная в полете при выполнении неустойчивого нормального што- пора. 223 Под устойчивым штопором понимается штопор, 8 про- цессе которого самолет не изменяет направления вращения. При этом параметры могут изменяться, но значительно меньше, чем при неустойчивом штопоре. Если в процессе штопора амплитуда 0)2 ШуГ й)зс 0>2 ОН бе оэ /О 20 taarf»2,3c ^~~ * 30 ^ t?c Рис. 8.12. Изменение параметров движения самолета в процессе нормального устойчивого штопора колебаний параметров движения самолета мала, такой штопор иногда называют устойчивым равномерным. На рис. 8.12 пока- заны изменения параметров движения самолета, полученные в по- лете при выполнении устойчивого равномерного штопора. Нормальный штопор может быть устойчивым и неустойчивым. Перевернутый штопор в отличие от нормального всегда характе- ризуется более равномерным и устойчивым вращением. Исследования показывают, что при установившемся устойчивом штопоре значения перегрузки, скорости и потери высоты за виток определяются величи- нами угла атаки самолета при штопоре. Так, при вертикальном установившемся штопоре перегрузка лшт и скорость кшт определяются выражениями: "ш* = sin а : ^шт-Кя«У. mifl. Так, если угол атаки примерно равен 45е, то перегрузка и скорость в про- цессе штопора имеют следующие значения: 1 '1,41; "-я"" sin 45° vmmvmvata*lwaaf 224 При минимальной приборной скорости ^npmin=200 км/ч минимальная истин- ная скорость на высоте 11 000 м будет равна примерно 360 км/ч (100 м/с). Тогда КШт = 1,2' 100 = 120 м/с. Если считать, что на этой высоте время одного витка ^в = 4 с, то за один виток рассматриваемый самолет потеряет высоту, прибли- зительно равную: /гв^ 120-4= 480 м. Поскольку при изменении высоты меняется истинная скорость полета, при увеличении высоты более 11000 м скорость штопора и потеря высоты за виток, подсчитанные для //=11000 м, будут увеличиваться, а при уменьшении вы- соты— уменьшаться. Так, на высоте 18000 м скорость штопора составляет 200—250 м/с. а потеря высоты за виток может достигать для рассматриваемого самолета примерно 800 м. Следует обратить внимание на то, что сама по себе величина перегрузки в процессе штопора не представ- ляет какой-либо опасности для самолета. Значительная величина перегрузки может возникнуть лишь при вы- воде из крутого пикирования, которым обычно закан- чивается выход из штопора. На сверхзвуковых скоростях многие самолеты в штопор не входят. При полностью отклоненной на себя ручке и отклоненном руле направления (при нейтральных элеронах) самолет выполняет сравнитель- но медленные бочки с потерей скорости. При переходе на дозвуковые скорости из-за изменения поперечной устойчивости могут наблюдаться резкие колебания по крену. При постановке рулей в нейтральное положение вращение самолета прекращается и он переходит в пи- кирование. Угол атаки, при котором балансируется самолет при штопоре, определяется из условия равенства аэродинамического продольного момента MZa продоль- ному инерционному моменту (4.12): Рис. 8.13. Проекции вектора угловой ско- рости вращения само- лета в процессе вер- тикального штопора М*ч« = (Jy — /г) ( 'у™ х- При установившемся вертикальном штопоре (рис. 8.13) угловые скорости крена (ох и рыскания юу выражаются через угловую скорость штопора со: со ^ -= (о cos a; со у = о sin а, поэтому формулу для определения продольного инерционного момента Мгнн можно записать так: М*т = С^ —•M-y-sin2a. Зная характеристику самовращения (рис. 8.7) и значения моментов инерции /У и /х, можно рассчитать и построить инерционный момент в функции угла атаки. Если бы угловая скорость вращения не зависела от угла атаки, этот момент был бы равен нулю при а=0 и а=90° и достигал максимума при а=45°. С учетом характеристики самовращения (рис. 8.7) инерционный момент Л-гин изменяется так, как показано на рис. 8.14. На этом рисунке показана также зависимость аэродинамического момента Мг& от угла атаки при отклоненном на кабрирование стабилизаторе (ф<0). Поскольку установившийся штопор возможен только в том случае, когда аэродинамический момент Мг^ равен инерционному МгиН9 для определения ре- жимов установившегося штопора удобно нанести на график зеркальное отобра- жение штопора (штриховая линия на рис. 8.14). Точки А и В пересечения кри- 225 вых соответствуют режимам установившегося штопора. Из этого рисунка видно, что при- одном и том же положении стабилизатора самолет может выполнять штопор на двух режимах; на малом угле атаки — в точке А (крутой штопор) и на большом угле атаки — в точке В (плоский штопор). ZUH Рис. 8.14. Зависимость аэродина- мического и инерционного момен- тов от угла атаки ZUH Рис. 8.15. Сохранение устойчивого равновесия самолета в процессе што- пора Инерционный момент является дестабилизирующим, он стремится увеличить угол атаки. Ему препятствует аэродинамический момент (рис. 8.15). Чем больше инерционный момент и более задняя центровка (меньше XQ), тем на большем угле атаки наступит равновесие и, следовательно, более пологим будет штопор. / 3. Вывод самолета из штопора Трудности, возникающие при выводе самолета из штопора, связаны со сравнительно большой устойчивостью вращательного движения самолета, «как и всякого твердого тела. Такая устой- чивость вращательного движе- ния легко объясняется следую- щим простым примером. Пусть два груза / и 2 (рис. 8.16), со- единенные стержнем, враща- ются относительно оси 00. Если с помощью кратковре- менного импульса попытаться изменить положение оси вра- щения, грузы приобретают некоторую скорость ДУ (рис. 8.16,а). Но после пово- рота грузов на 180° скорости их будут направлены против действия импульсов (рис. 8.16, б), что приведет к восстановлению первоначального положения оси, т. е. система стремится сохранить положение оси вращения. Поскольку основной причиной штопора является полет на больших углах атаки, для вывода самолета из штопора необхо- димо уменьшить угол атаки, а следовательно, и угол между про- 226 Рис. 8.16. Сохранение устойчивости на- правления оси вращения тела м Руль направления 912 * ,по штопору" "Ц/ Руль направления „против штопора' Рис. 8.17. Влияние отклонения руля направления на инерционный момент дольной осью самолета и осью вращения. В этом и состоит ос- новная задача вывода самолета из штопора. Для вывода самолета из штопора следует предварительно уменьшить угловую скорость вращения (со* и о^) и тем самым уменьшить инерционный момент Мгян- С этой целью руль направ- ления отклоняется «против штопора». В результате появляется внутреннее скольжение, уменьшается угловая скорость вращения, а следовательно, и инерционный момент (рис. 8.17). С учетом этих особенностей в свое время устанавливалась следующая стан- дартная методика вывода само- лета из штопора: — энергично и полностью от- клонить руль направления «про- тив штопора» для уменьшения угловой скорости вращения, а со- ответственно и инерционных мо- ментов; — через 1/4—!/2 витка откло- нить ручку управления от себя; — по прекращении вращения поставить педали нейтрально и после увеличения скорости полета вывести самолет из пикирования. Своеобразие режимов штопора современных самолетов со стре- ловидными и треугольными крыльями вносит ряд изменений в вывод из штопора. Применение так называемого стандартного метода вывода из штопора таких самолетов с учетом возможных ошибок иногда мо- жет привести к нежелательным и даже опасным последствиям. Одной из причин этого является сильная реакция самолетов со стреловидными и треугольными крыльями на скольжение. Несвое- временная постановка руля направления в нейтральное положе- ние может вызвать переход таких, самолетов в штопор противо- положного направления. Руль направления необходимо ставить в нейтральное положение как только прекратится вращение. Но при энергичном отклонении руля направления «против штопора» в момент естественного замедления вращения в неустойчивом што- поре самолет может прекратить вращение в процессе отклонения руля направления, вследствие чего летчик может не успеть по- ставить ноги нейтрально и самолет перейдет в штопор другого направления. Кроме того, резкое и полное отклонение ручки уп- равления от себя приводит к переходу в более крутое пикирова- ние, для вывода из которого требуется большая потеря высоты, а на некоторых самолетах (например, УТИ МиГ-15) это может явиться причиной перехода самолета в перевернутый штопор. Чтобы исключить эти нежелательные явления и учесть особен- ности штопора, для современных самолетов рекомендуются четыре метода вывода из нормального штопора (рис, 8.18) и три метода 227 из перевернутого (рис. 8.19). Все эти методы отличаются один от другого постепенным увеличением эффективности действия ру- лями для вывода самолета из штопора. Первый метод вывода $ЛМ 0 о в Вывод из {Штопор || § штопора *,.. *тД_в>о SH „По штопору] Г|э=о t,c 1 V-o ' а /Згпоро.. Afemod вывода 0 | flb/eod из штопора ^в.э.н Штопор Ъ ® „ Против штопора" <ч 1 5э=о ^э=0 L „/йшшлору' [•«,.. и 1^ цШияюяде^^1 б Третий метод вывода $в.э,н 0 ^в.,н 0 ШтопорЗ S1 бэ=0 1 Вывод из штопора ,§,, Против штопора" ^.Против iutVmopa " riL я „fa штопор I w "г-с 0?d.Je. тый метод вывода § Вывод из штопора з „Против штопора"- Jloiumor Четвер 1 ШЛМ0Р01 1 а:1 S»' орсшив што| ^-да-41' 1 1 1 Ik $э=° Ло шгполо „ 1^ ^ ™ . y*lj г „По шлю/ Рис. 8.18. Методы вы- вода самолета из нор- мального штопора Первый метод * о е- •g «U.J о Штопора •-•„« * 0 2 Вывод из штопора — •--•— ' 5j, = 0 s™e;° -. 6Н = 0 t.C' б,=о W J W ±0«тах л Второй метод *IA § ? Штопор S •»-5_| 0 "§ Вывод из в штопора Д^нтси втах —\ •п 15«=о 0>0 LJ L__|___7 $э=0 t.< ^нт-х Гретый мелтос} ° -§ Вывод из Se,3,Hj Штопор g ,ft- =4 g штопора **вяяк,х ^°атах ^i — i 1 бэ=0 I I ^----•»- tfiu.,-. Qft.e "так 1» ~°0max Рис. 8.19. Методы вы- вода самолета из пере- вернутого штопора Определив направление вращения и установив предварительно рули высоты и направления «по штопору», летчик должен выве- сти самолет из штопора, применяя тот или иной метод в зависи- мости от характера штопора. Для вывода самолета из нормаль- ного штопора наиболее часто применяют первый и второй методы (рис. 8.18, а и б). Первый метод применяется при выводе из не- устойчивого штопора. При этом руль высоты и руль направления одновременно устанавливаются в нейтральное положение. Это це- лесообразно выполнить в момент прекращения или замедления вращения. 228 Если штопор колебательный, применяется второй метод: сна- чала отклоняется руль направления «против штопора», а через 2—4 с ставится в нейтральное положение стабилизатор (руль вы- соты). В обоих методах элероны удерживаются в нейтральном по- ложении. Если самолет попадает в режим устойчивого штопора с боль- шой угловой скоростью вращения, необходимы более эффектив- ные методы. При выводе из устойчивого равномерного штопора применяется третий метод (рис. 8.18, в): руль направления пол- ностью отклоняется «против штопора», а через 3—6 с полностью отклоняется на пикирование стабилизатор, цри этом элероны удер- живаются в нейтральном положении. Четвертый метод (исполь- зование элеролов для вывода из штопора) рекомендуется только в исключительных случаях, например при выводе из очень устой- чивого пологого (плоского) штопора или в случае, когда с помо- щью третьего метода самолет из штопора не выходит. При этом нужно помнить, что рули даются «накрест» — педаль влево — ручка вправо, и наоборот. Влияние отклонения элеронов на вывод из штопора сложно и неодинаково у различных самолетов. При полете на больших уг- лах атаки эффективность элеронов уменьшается (§ 6.3). Их дей- ствие на закритических углах атаки проявляется не столько че- рез изменение подъемных сил, сколько через изменение момента рыскания, появляющегося из-за разности лобовых сопротивлений левой и правой половин крыла при отклонении элеронов. В за- висимости от знака отклонения элеронов возникший момент рыс- кания создает внутреннее или внешнее скольжение, которое обус- ловливает изменение момента крена. Если на самолете поперечное управление осуществляется дифференциальным стабилизатором, то четвертый метод для вывода из штопора, как правило, не мо- жет быть использован. Отклонение ручки в поперечном отношении «по штопору» приведет в этом случае к увеличению угловой ско- рости со*. Необходимо отметить, что выбор метода вывода самолета из штопора определяется только характером режима штопора. В ин- струкции летчику обычно указывается наиболее предпочтительный метод вывода из штопора конкретного типа самолета, т. е. с ка- кого метода следует начинать попытки вывода. Если после при- менения рекомендованного метода самолет из штопора не выхо- дит, летчик должен проверить, правильно ли он определил на- правление вращения, затем поставить органы управления снова по вращению, выждать некоторое время и в зависимости от ха- рактера штопора применить более эффективный метод вывода. Так как при медленном отклонении органов управления эффект их действия ослабевает, во всех случаях отклонения рулей при выводе из штопора должны быть энергичными. В случае задержки выхода самолета из штопора при третьем методе можно, не отклоняя рули «по штопору», дополнительно 229 отклонить ручку по вращеН'Ию («накрест» с педалями), т. е. пе- рейти к четвертому методу. Для самолетов, которые плохо выходят из штопора при ис- пользовании указанных методов, иногда может дать положитель- ный результат следующий метод вывода: руль направления, как и в стандартном методе, отклоняется полностью против штопора, а ручка берется полностью на себя. Это приводит к замедлению вращения. В момент замедления вращения рули ставятся в ней- тральное положение. В некоторых случаях, например при неправильном выполнении отдельных фигур пилотажа (перевернутый полет, выход из полу- петли и др.) или при более эффективном методе-для выхода из штопора, чем рекомендуемый, самолет может перейти на большие отрицательные углы атаки, а затем, если руль направления остает- ся отклоненным, и в перевернутый штопор. Вывод самолета из пе- ревернутого штопора при правильных действиях летчика (рис. 8.19) надежнее, чем из нормального штопора. Это объяс- няется большей эффективностью руля направления, потому что в этом случае вертикальное оперение меньше затеняется спутной струей крыла, фюзеляжа и горизонтального оперения. Кроме того, в перевернутом штопоре эффективность руля направления, уста- новленного на стреловидном вертикальном оперении, значительно больше, чем в нормальном штопоре. Трудности вывода самолета из перевернутого штопора связаны с неблагоприятным воздействием на летчика отрицательных пере- грузок, с трудностью ориентировки и правильного определения на- правления вращения. Поэтому для вывода из перевернутого што- пора обычно рекомендуется одновременная установка всех орга- нов управления в нейтральное положение (первый метод на рис. 8.19). После прекращения вращения и перехода самолета в пикиро- вание необходимо удерживать рули в нейтральном положении до достижения скорости, рекомендуемой в инструкции летчику кон- кретного типа самолета. По достижении этой скорости следует вывести самолет из пикирования. ГЛАВА 9 ОСОБЕННОСТИ ПИЛОТИРОВАНИЯ В ВОЗМУЩЕННОЙ АТМОСФЕРЕ § 9.1. ПОВЕДЕНИЕ САМОЛЕТА И УПРАВЛЕНИЕ ИМ ПРИ ПОЛЕТЕ В РАЙОНЕ ГРОЗОВОЙ ДЕЯТЕЛЬНОСТИ И ПРИ ПРОХОДЕ СТРУЙНЫХ ТЕЧЕНИЙ В результате неравномерного нагрева воздуха, а следова- тельно, изменения плотности и давления в атмосфере происходит перемещение воздушных масс. Это перемещение большей частью имеет хаотический, случайный характер. Особенно интенсивное движение воздуха наблюдается в кучевых облаках и в районе грозовой деятельности. При полете в неспокойной атмосфере периодически изменя- ется углы атаки и скольжения, а соответственно и перегрузки пу и ttz, вызывая болтанку самолета. Болтанка не только существенно затрудняет управление самолетом, но может явиться причиной выхода самолета на недопустимо большие перегрузки или углы атаки, сопровождающиеся разрушением конструкции или свали- ванием на крыло. В обычном полете это опасно в основном для неманевренных самолетов.. Однако и для маневренных самолетов. при энергичном маневрировании болтанка тоже может быть при- чиной превышения допустимых величин перегрузок и Су. При воздействии движущихся масс воздуха на самолет сущест- венную роль играют соизмеримость возмущенных зон воздуха и размеров самолета, скорость и направление их движения, а также градиент нарастания скорости. Если скорость движения воздуха (по отношению к самолету) возрастает до максимального значе- ния в течение 2 с и более, такие перемещения масс воздуха назы- вают потоками, если менее 2с—-порывами. Реакция самолета на порыв воздуха зависит от взаимной ори- ентации вектора скорости самолета и направления движения воз- духа. Вертикальный восходящий порыв воздуха в первый момент вы- зывает увеличение угла атаки самолета. Если самолет при новом значении угла атаки сохранит устойчивость по перегрузке, то воз- никает пикирующий момент, который, стремясь восстановить 231 исходный угол атаки, Bbisoset затухающее колебательное движение самолета. В зависимости от высоты полета и характеристик демп- фера тангажа эти колебания могут затухать быстро или мед- ленно. При этом будут изменяться перегрузка и угол наклона тра- ектории. В том случае, когда вертикальная составляющая потока воз- духа достаточно велика или исходное значение угла атаки крыла большое, самолет может выйти на угол атаки сваливания или превышающий его. Если известна вертикальная составляющая скорости порыва воздуха Wy, то приращение угла атаки прибли- женно можно выразить формулой л • wy ДаЖ-^. Для того чтобы самолет увеличил угол атаки до угла, соответ- ствующего сваливанию, необходим следующий порыв воздуха: W^&Vbb. При попадании самолета в восходящий порыв воздуха угол атаки изменяется в зависимости от скорости полета. При этом один и тот же порыв Wy на меньшей скорости полета будет вы- зывать большее изменение угла атаки. Другая опасность, с которой может встретиться летчик при энергичном маневрировании в районе сильной болтанки, это вы- ход на недопустимые значения перегрузки по прочности само- лета. Снизив скорость полета, летчик может уменьшить перегрузки, возникающие при болтанке. Однако в этом случае увеличится воз- можность выхода самолета на асв. Поэтому диапазон изменения скорости при полете в турбулентной атмосфере ограничен. Для того чтобы можно было оценивать вероятность попадания в мощные порывы воздуха, проводится сбор статистических дан- ных о турбулентности атмосферы. С этой целью на самолетах ус- танавливается специальная записывающая аппаратура. При об- работке данных порыв воздуха приводится к значению условного порыва, имеющего заданный градиент нарастания скорости и вы- зывающего перегрузку такой же величины, какую вызвал дейст- вительный порыв. Скорость такого условного порыва называется эффективной. В качестве примера на рис. 9.1 приведены характеристики пов- торяемости порывов W , полученные из опыта массовой эксплуа- тации самолетов. На вертикальной оси отложен путь L, который должен преодолеть самолет, чтобы встретить в среднем один по- рыв заданной эффективной скорости Wy . При встрече с горизонтальными порывами воздуха угроза су- щественного изменения угла атаки самолета невелика. Однако не- ожиданное попадание самолета в область струйных течений мо- жет сильно осложнить гЬлет. Это течение характеризуется большой скоростью перемещения воздушных масс. Максимальные з«наче- 232 ния скорости ветра на оси струйного течения могут колебаться в пределах 30—200 м/с. Средняя скорость тропосферных струйных течений составляет 40—50 м/с. Высота, на которой скорость ветра максимальна, также может колебаться в широких пределах. Зимой в умеренных широтах наблюдаются большие скоро- Ькм сти течения, чем летом. Для /о6 струйных течений характерна интенсивная турбулентность атмосферы, что представляет опасность для многих самоле- тов из-за возможности выхода на недопустимые углы атаки и перегрузки. Очень важно учитывать, что полет в струй- ных течениях приводит к зна- чительным отклонениям про- должительности и дальности полета от расчетных значе- ний. Наибольшую угрозу безо- пасности полета представляют порывы, скорости которых пер- 10 Ю 8 12 16\МУэф,М/С Условные обозначения: ;}«•'• 1,5+Зкм пендикулярны скорости поле- 0 ВЕАналет 150000км; Н=4,5*11 км та самолета. Именно они при- хЫАСАналет 78000км\ Н= 1,5+3км водят к приросту углов атаки ф NACA налет 28000 км\ Н= /,5*3 км и нормальных перегрузок. # США • 3-/06 км' При воздействии на само- # ?///д 5-/06 км лет мощных вертикальных по- рывов не следует строго вы- Рис. 9.1. Повторяемость порывов воз- держивать угол тангажа, пре- духа 1^эф на различных высотах по- ПЯТСТВуя стремлению устойчи- лета по опыту эксплуатации самолетов вого самолета восстанавливать исходный угол атаки. При по- падании в восходящий порыв устойчивый самолет будет умень- шать угол атаки, а в нисходящий — увеличивать. Парировать уве- личение перегрузки летчик должен лишь при мощных порывах воз- духа, характеризуемых продолжительным нарастанием перегрузки одного знака. Положение рычага управления двигателями рекомендуется со- хранять постоянным и не «гоняться» за скоростью и высотой. Следует избегать разворотов с большими перегрузками и пило- тировать самолет по возможности плавно. Изменять направление полета при необходимости небольшими координированными дово- ротами. Так как при полете на высотах, близких к дозвуковому практическому потолку, самолет летит на сравнительно больших углах атаки, при попадании в болтанку во избежание выхода на еще большие углы атаки следует уменьшить высоту прлета, 233 § 9.2. ПОВЕДЕНИЕ САМОЛЕТА И УПРАВЛЕНИЕ ИМ ПРИ ПОПАДАНИИ В СПУТНЫЙ СЛЕД ОТ ВПЕРЕДИ ЛЕТЯЩЕГО САМОЛЕТА Если выполнять вираж с небольшим снижением, то мож'но по- пасть в спутный след от своего самолета. Чем с большим креном, а следовательно, и с большей перегрузкой выполняется вираж, тем интенсивнее встряхивание самолета после выполнения фигуры. Самолет может попасть в спутный след от. впереди летящего самолета при атаке цели из задней полусферы, полете в со'мкну- тых боевых порядках, дозапра'вке топливом в воздухе, заходе на посадку и взлете с малым интервалом по времени. Воздействие спутного следа может быть настолько сильным, что эффективность органов управления оказывается недостаточной для парирования возникшего движения самолета. Летящий самолет оставляет за собой возмущенную область ат- мосферы, называемую спутным следом. Этот след обра- зуется: — реактивной струей двигателя; — турбулентным пограничным слоем, сбегающим с поверхно- сти самолета; — концевыми вихрями крыла, связанными с образованием подъемной силы. Струя реактивного двигателя обладает значительной энергией, особенно при работе двигателя на форсажном режиме. Она пред- ставляет собой узкий поток газо'в, выходящих из реактивного сопла с большой скоростью и высокой температурой. Однако тем- пература и скорость потока по мере удаления от двигателей бы- стро уменьшаются. На расстоянии 50—80 м от самолета относи- тельная скорость струи от двигателя равна примерно 3—5 м/с. После выхода из двигателя струя расширяется под углом 3—4°. По мере увеличения высоты полета этот угол несколько возра- стает. Однако размыв струи замедляется, так как плотность воз- духа уменьшается. Попадание самолета в струю от ТРД на близ- ком расстоянии может вызвать помпаж двигателя и его самовы- ключение. Возмущение, вносимое в спутный след пограничным слоем, сравнительно невелико. Воздействуя на самолет, оно вызывает тряску, однако на расстоянии 100—150 м практически полностью размывается. Наиболее сильное воздействие на самолет оказывают концевые вихри, образованные крылом. ' Модель спутного следа (рис. 9.2) может быть изображена в виде листа, концы которого подвергаются скручиванию, создавая хвостовые вихри. Скручивание объясняется разницей в давлении на нижней и верхней поверхностях крыла. Вихри вызывают ин- тенсивное вращение (особенно кренение) сзади летящего самолета. Характер накренения самолета зависит и от того, в какую область спутной струи попадает самолет. На рис. 9.3 показано, какие по- перечные моменты действуют ца легкий самолет в различных об* 234 ластях спутного следа от тяжелого самолета. Входя в опутный след с внешней стороны, летчик легкого самолета будет ощущать сначала предупредительную тряску, затем возникает внешнее по отношению к впереди идущему самолету накренение. При полада- Vo Рис. 9.2. Модель спутного следа нии в область, соответствующую оси ви)сря, появится наиболее ин- тенсивное внутреннее накренение. В результате перетекания потока воздуха из области повышен- ного давления на нижней поверхности крыла в область понижен- Рис. 9.3. Поведение самолета при попадании в различные области спутного следа ного давления на верхней поверхности крыла через его торец об- разуются вихри. Направление вращения вихрей таково, что воз- дух между ними отбрасывается вниз, а с внешних сторон вверх. Соответствующие направления имеет и скос потока за крылом (рис. 9.3). Величина скоса потока, как известно, определяется подъемной силой. Чем больше подъемная сила, с которой воздуш- 235 ный поток воздействует на крыло, тем больше скос потока за крылом и, следовательно, интенсивнее спутный след самолета. Значит, интенсивность спутного следа больше у тяжелых са- молетов, а также у легких самолетов при маневрировании с боль- шими перегрузками. За тяжелым самоле- том окружные скорости в следе в диаметре 8— 15 м могут достигать 150 км/ч. Для данного веса самолета интенсивность спутного следа изменяет- ся с изменением высо- f Т ^-«^ t,KM /6 12 8 О 100 200 300 О,ТС Рис. 9.4. Зависимость расстояния, при котором полного отклонения элеронов может не хва- тить для парирования кренящего момента, от веса самолета, вызвавшего вихри Vrmax'"/c JO 20 10 ты и скорости полета. Полет на малой высоте с малой скоростью сопро- вождается наиболее ин- тенсивным вихреобразо- ванием. Оно возрастает и при уменьшении удли- нения крыла. Таким об- разом, тяжелые самолеты с крылом малого удлине- ния создают вихри с наи- более высокими окруж- ными скоростями. Воздействие вихря на сзади летящий самолет зависит также от расстоя- ния между самолетами. При попадании в струю на достаточно близком расстоянии возникает на- столько большой креня- щий момент, что полного отклонения элеронов мо- жет не хватить для пари- рования этого момента, вызванного вихрем, и самолет может перевернуться. Примерная зависимость такого расстояния от веса самолета, вызвавшего вихри, приведена на рис. 9.4. При попадании в струю от самолета весом 300 тс эффективность поперечного управления может ока- заться недостаточной даже на расстоянии 16 км. Однако для истре- бителя это не является опасным, за исключением полета на пре- дельно малой высоте или в сомкнутых боевых порядках, так как самолет сразу же выбрасывается из струи и управляемость вос- станавливается. За легким самолетом вихри менее интенсивные, чем за тяже- 236 .0 26 40 60 SO 10U t,c Рис. 9.5. Изменение максимальной окружной скорости вихря в зависимости от времени его существования Лым, однако при маневрировании с большими перегрузками ин- тенсивность их возрастает. Тем не менее попадание в струю во время атаки не является опасным. Атака, как правило, не сры- вается, хотя точное прицеливание в момент нахождения в струе невозможно. Характер уменьшения максимальной окружной скорости вихря в зависимости от времени его существования показан на рис. 9.5. Как видно из рисунка, вихрь может существовать более 2 мин. В результате взаимодействия между собой вихри постепенно опускаются. Это нужно особенно учитывать при полете строем и при дозаправке в воздухе. Вихри, образованные на высотах ме- нее 500 м, снижаются почти до земли. Скорость их снижения раз- ная для различных самолетов и зависит от местных атмосферных условий. Например, от больших реактивных самолетов со стрело- в'идными крыльями вихри снижаются со скоростью 2 м/с. По мере снижения вихри расходятся примерно с такой же скоростью. Существует большая вероятность попадания в спутный след от впереди летящего самолета при взлете «и посадке. Вихри от самолетов с-выпущенными закрылками размываются быстрее, чем от самолетов с убранными закрылками, особенно вблизи земли. Метеорологические условия существенно .влияют на «долговеч- ность» вихревого следа. При атмосферной турбулентности время рассеивания вихрей резко сокращается. Туман или дымка сокра- щают время существования вихрей. ГЛАВА 10 ВОЗМОЖНЫЕ И ДОПУСТИМЫЕ ПЕРЕГРУЗКИ, СКОРОСТИ И ВЫСОТЫ ПОЛЕТА § ЮЛ. ПРЕДЕЛЬНО ВОЗМОЖНЫЕ И ДОПУСТИМЫЕ ПЕРЕГРУЗКИ Сила тяжести не нагружает конструкцию самолета. Она дей- ствует одновременно и одинаково на все точки тела и поэтому не может его деформировать, создавать в нем напряжения. Нагру- жают конструкцию самолета, как и' всякого тела, только такие силы, которые возникают при непосредственном соприкосновении тел, при контакте, так называемые поверхностные (контактные) силы. К ним относятся аэродинамические силы: лобовое сопротив- ление, подъемная и боевая силы, а также сила тяги двигателя. Если принять за нормальную, или,эталонную, нагрузку конст- рукции нагружение ее в прямолинейном горизонтальном полете, когда подъемная сила ра,вна силе тяжести У = 0, перегруженность конструкции в других видах -полета можно удобно охарактери- зовать отношением геометрической суммы аэродинамической си- лы R и силы тяги двигателя Р к силе тяжести самолета: R + P /2 = G Отсюда и произошло такое понятие, как перегрузка или коэф- фициент перегрузки. Перегрузка есть отношение суммы поверхностных сил, дей- ствующих на самолет, к его силе тяжести. Как и всякий вектор, она характеризуется величиной и направлением. Перегрузку обычно разделяют в зависимости от ее направления на нормальную пу, касательную (тангенциальную) пх и боковую nz. Величины 'перегрузок определяются по формулам: Г. Z + />stap л, = Q ~~ Q 1 "г— Q Слагаемое Psina во много раз меньше, чем У, поэтому его обычно не учитывают. Нормальная перегрузка пу есть не что иное, как подъемная сила, выраженная не е килрграммах и не в тоннах, а в таких 238 крупных единицах, как сила тяжести самолета G. Боковая пере- грузка nz — это отношение боковой силы Z к силе тяжести, а тан- генциальная (продольная) перегрузка пх-—это разность между величинами силы тяги и лобового сопротивления, отнесённая к силе тяжести самолета. Из всех сил, искривляющих траекторию полета, наибольшей величины достигает подъемная сила. Поэтому нормальная пере- грузка пу является важнейшей характеристикой маневренных возможностей самолета: чем больше перегрузка (подъемная сила), тем сильнее можно с ее помощью искривлять траекторию полета и, следовательно, тем лучше маневренные свойства самолета. Наибольшая перегрузка Яунб, которую можно получить в по- лете, определяется по формуле «,„--fe = Суаб7~8 . (10.1) Уиб и и v ' На любых заданных высоте и скорости полета наибольшая пе- регрузка достигается при предельно возможном коэффициенте подъ- емной силы, зависимость которого от числа М полета показана на рис. 1.8 (пример). В полете на дозвуковых скоростях самолет может быть выве- ден на такие углы атаки, при которых происходит сваливание са- молета (Су==Сусв). Поэтому по условиям безопасности полета' обычно назначают допустимую величину Су. оп, которая меньше СУсв (рис. 1.8, штрихпунктирная линия). На сверхзвуковых скоростях вследствие повышения устойчиво- сти по перегрузке и снижения эффективности стабилизатора, как правило, не удается достичь угла атаки, при котором происходит 'сваливание самолета. При полном отклонении ручки управления на себя (без скольжения) достигается лишь С , меньший Су . На рис. 10.1 в качестве примера показана зависимость допу- стимых и возможных перегрузок пу и пу от скорости и высоты полета, определенных по формуле (10.1) и графику Су оп и Су (рис. 1.8), а также ограничение перегрузки по прочности самоле- та— максимальная эксплуатационная перегрузка пъ =8. Из рис. 10.1 видно, что на высотах, меньших 5 км, и при чис- лах М, больших 0,7—0,95, на данном самолете имеется возмож- ность создать перегрузку более восьми. Предельно допустимая по прочности перегрузка п* меньше разрушающей в полтора раза. Однако превышать ограничение перегрузки по прочности пу ах нельзя во избежание остаточных деформаций «в силовых эле- ментах конструкции. Величина п?, для маневренных самолетов назначается в пре- Утах. г г делзх 5—8 при нормальном взлетном весе. Отсюда можно полу- 239 чить величину максимально допустимой подъемной силы, которая является постоянной для данного типа самолета: Гтах = nv G = СОПЗ!. max Утах Hi '/// '/// Y//s YS/ '//< '/// Y//< "^ '//<> 7/Л У/г / 1 1 -/ / ? .. .. . I 1 / / ПУ(р. * H=0 KM! 5/ 11 / \ \ 15, 1 / / ./ / N *s X —^ ЛУдопъ \ Ss I f / / _j* ^ S* / % / / ^* ^ s* / // \ у s У / / 1 / s :> ^ 0,4 0,8 /,2 1,6 2,0 Af Рис. 10.1. Зависимость допустимых и возможных перегру- зок от скорости и высоты полета Из этого соотношения следует, что до-пустимая по прочности перегрузка обратно пропорциональна Бесу самолета: "Lax = Кэ 1 max (это соотношение справедливо только для конструкции планера самолета). Например, если при нормальном взлетном весе Овзл^Ю тс путах=^ и ПРИ этом ^тах^ 10-7 = 70 тс, то при пере- грузочном варианте ОВЗл.пер=12 тс получим ^ = -%=4«5'8'4, а при среднем полетном весе Gcp = 8 тс получим Утах — 70 —ft7*i = —о— = о,/0. Предельно допустимая по прочности перегрузка зависит также от прочности подвесок, креплений различных агрегатов, от кон- фигурации самолета (положения шасси и посадочной механиза- ции, угла стреловидности крыла), так как при этом изменяются условия нагружения как отдельных частей самолета, так и оенов- 240 ных силовых элементов: лонжеронов крыла, поворотного узла крыла, силовых элементов фюзеляжа и т. п. Бели на самолете нет указателя угла ата.ки, ограничение угла атаки по сваливанию или по «подхвату» вводится ограничением перегрузки, так как при заданной приборной скорости перегрузка пропорциональна углу атаки [формула (10.1)]. Однако такой спо- соб ограничения угла атаки неудобен тем, что для каждой скоро- сти по прибору нужно запоминать свое предельно допустимое зна- чение перегрузки. Как было показано в главе 8, возможность 'выхода самолета на «подхват» зависит от темпа увеличения перегрузки: чем быст- рее увеличивается перегрузка, тем больше вероятность выхода на «подхват». Поэтому иногда вводится ограничение не только по ве- личине перегрузки, но и по темгсу ее изменения. § 10.2. МИНИМАЛЬНАЯ СКОРОСТЬ ПОЛЕТА 1. Минимальная скорость горизонтальною полета Условием прямолинейности траектории горизонтального полета является равенство подъемной силы силе тяжести самолета: ?V* С, 2 -5 = 0. (10.2) у=<7 Рис, 10.2. Увеличение угла атаки вследствие потери скорости Коэффициент Су в равенстве (10.2) зависит от угла атаки. Отсюда вытекает связь угла атаки и скорости в горизонтальном полете: с;(«-«0) = су = ^. Для сохранения горизонтального полета при уменьшении ско- рости необходимо увеличивать угол атаки. Ограничение по углу атаки приводит, следовательно, и к ограничению по скорости. Одной из грубых ошибок в технике пилотирования яв- ляется уменьшение скорости ниже минимально допустимой. Умень- шение подъемной силы вследствие уменьшения скорости приводит прежде всего к искривлению траектории вниз (рис. 10.2). При 241 этом, если летчик будет выдерживать угол тангажа неизменным, угол атаки будет быстро увеличиваться (именно вследствие ис- кривления траектории) и может превысить предельно допустимое значение незаметно для летчика. Таким образом, главная опасность состоит не в уменьшении скорости, а 'В неконтролируемом увеличении угла атаки. Именно этим и диктуется необходи- мость ограничения мини- мальной скорости горизон- тального полета. Минимально допустимая скорость горизонтального полета и скорость свалива- ния VGB определяются из условия (10.2): V. -г.»"/" '„-/- 2G PC Улоп'- 20 pcyces (10.3) Из формул (10.3) видно, что истинные скорости — минимальная V т1п„ и ско- Рис. 10.3. Минимальные скорости горизон тального полета: 1 —• приборная; 2 — истинная рость сваливания VCE — уве- личиваются с высотой из-за уменьшения плотности. Ми- нимальная приборная ско- рость практически постоян- на (рис. 10.3). Она незначительно увеличивается лишь вследствие уменьшения СУдо с ростом числа М полета (рис. 1.8). Очевидно, что число Mmin, соответствующее минимальной скорости, увеличи- вается с увеличением высоты полета. Поэтому на больших высо- тах число Mmin может быть больше единицы, т. е. минимальная скорость может оказаться сверхзвуковой. В этом случае она определяется из условия управляемости по предельно достигае- мой величине Су = Су при максимальном угле отклонения ста- билизатора: М, 'mhi - v - } 1Г -т- — ]/ • 2G РС Удопс 2. Минимальная скорость при маневре В криволинейном полете с перегрузкой, большей единицы, подъемная сила больше силы тяжести самолета„в пу раз: г=0/г_с„-^1 V 2 S. 242 / ШПу г— »"".-,-I/ -c-^s-гу^пг,пУ^ Соответственно и связь между скоростью и углом атаки будет не такой, как в прямолинейном горизонтальном полете. Мини- мально допустимая скорость и скорость сваливания при маневре определяются по формулам *: , Л~Ж ~""МаН r ^™* - (10.4) ^св = 1 / г°\ = ^св V^ свман I/ CyCBpS г'п У Поэтому при маневре можно достичь опасных углов атаки при любой дозвуковой скорости. И объясняется это просто: управле- ние углом атаки осуществляется независимо от скорости. 3. Эволютивная скорость При описании различных маневров самолета часто употреб- ляется понятие «эволютивная скорость». Этот термин происходит от слова «эволюция» (изменение положения самолета, маневр). Эволют и вной скоростью называется наименьшая ско- рость в процессе выполнения маневра, при которой еще обеспечи- вается его безопасное завершение. Маневры самолета имеют са- мый разнообразный характер как по цели их выполнения, так и по виду вращения самолета относительно его осей. Поэтому для каждого вида маневра существует своя эволютивная скорость. Од- нако для удобства запоминания обычно назначается та, при ко- торой обеспечивается выполнение простейших маневров в горизон- тальном полете (развороты с креном 30—40° или с перегрузкой АХу—1,5 с выходом на аДОп). Для современных сверхзвуковых са- молетов эта скорость обычно равна 350—450 км/ч по прибору. Эволютивная скорость — это тоже своего рода ограничение ми- нимальной скорости полета при маневре. В случае полета с пе- регрузкой, меньшей единицы, она может быть меньше, чем в го- ризонтальном полете, так как потребные углы атаки будут меньше. 4. Вторые режимы полета Понятие «режимы полета» обычно относится к установившимся движениям самолета, при которых силы, действующие на са- молет по касательной к траектории, взаимно уравновешены. Ре- жимы полета, при которых равновесие сил, действующих на само- лет, устойчиво, называются первыми режимами полета. Режимы полета, при которых равновесие сил, действующих на * Строго говоря, СУсв, а соответственно и ?удоп зависят от числа М (рис. 1.8). Поэтому точный расчет Vmin п УСвман по формулам (10.4) не- обходимо производить методом последовательных приближений, 243 самолет, неустойчиво, называются вторыми режимами ио- ле т а. На рис. 10.4 приведены кривые силы тяги двигателя Р и лобо- вого сопротивления Qr для прямолинейного горизонтального по- лета. В точках 1 и 2 силы Р и Qr равны по величине. Следова- тельно,' горизонтальный прямолинейный полет со скоростями V\ и V% будет установившимся. Рис. 10.4. Первый / и второй 2 режимы горизон- тального полета на кривых сил тяги и лобового сопротивления Если по какой-либо причине режим полета в точке / будет нарушен, например, в сторону уменьшения скорости на величину ДУь то при этом окажется, что лобовое сопротивление Qr (при сохранении условия горизонтальности) станет меньше силы тя- ги Я, начнется разгон. Скорость будет возрастать до тех пор, пока в точке 1 снова не наступит равновесие сил Р и Qr. Следова- тельно, равновесие этих сил устойчиво. Режим полета, соответст- вующий точке /, является первым режимом полета. Другой характер равновесия сил наблюдается в точке 2. При уменьшении скорости на величину А1/2 лобовое сопротивление станет больше тяги двигателя. Следовательно, не только не прои- зойдет восстановления скорости V2 и равновесия сил Р и Qr в точке 2, а, наоборот, будет происходить дальнейшее торможение и удаление от положения равновесия. Таким образом, равновесие сил Р и Qr неустойчиво. Режим полета, соответствующий точке 2, относится ко вторым режимам полета. Для сохранения первого режима полета летчик не должен предпринимать ка'ких-либо мер, кроме сохранения прямолинейно- сти полета, для чего достаточно управлять самолетом только руч- кой. Для сохранения второго режима полета летчику необходи- мо еще и изменять тягу двигателя, а если запаса тяги нет, перейти на снижение и получить добавочную силу в виде составляющей 244 силы тяжести Gsin 0, чтобы прекратить начавшееся тормо- жение. Таким образом, вторые режимы полета прежде »всего требуют большего внимания летчика. Но это не TaiK уж существенно по сравнению с их возможной опасностью в тех случаях, когда мала высота и нет запаса тяги. К таким случаям относятся взлет на полной тяге и предпосадочное планирование. Несмотря на большие запасы тяги при взлете современных са- молетов, в случае преждевременного отрыва и создания чрезмер- но больших углов ата-ки вполне возможно попадание на вторые режимы полета. Необходимо помнить, что в случае недостаточной тяги выйти из второго режима полета можно уменьшением лобового сопротив- ления, например, сбросив .подвески или убрав шасси. Границей между первыми и вторыми режимами полета яв- ляется скорость, при которой разность между тягой и лобовым со- противлением максимальна (скорость 1/3 на рис. 10.4). Эта ско- рость обычно бывает близка к наивыгоднейшей, т. е. к скорости, при которой лобовое сопротивление минимально. Вторые режимы существуют и на сверхзвуковой скорости на больших высотах, но опасности не представляют ввиду большого запаса скорости и вы- соты. Однако они могут привести к 'вынужденной потере высоты -и к ухудшению условий выполнения боевой задачи, например, при перехвате. Иногда вводят понятие «вторые режимы» при маневре, анало- гичное понятию «вторые режимы» в прямолинейном полете. Из- вестно, что в полете с большой перегрузкой лобовое сопротивление увеличивается из-за больших углов атаки. При этом скорость ми- нимального лобового сопротивления — граница между пер-выми и вторыми режимами — возрастает по сравнению с наивыгоднейшей скоростью в горизонтальном полете. Область вторых режимов при маневре, таким образом, будет значительно шире, чем «в прямоли- нейном полете, а темп потери скорости выше из-за большого лобо- вого сопротивления. Однако не следует преувеличивать опасность так называемых вторых режимов при маневре с большой перегрузкой. Выход из них не представляет никакого труда даже на предельно малых высотах. Достаточно лишь уменьшить перегрузку, как появляется избыток тяги над лобовым сопротивлением. Из всех рассмотренных выше видов ограничений в инструкцию по технике пилотирования -конкретного типа самолета записы- вается то ограничение, которое раньше всего наступает. Иначе го- воря, в качестве ограничения минимальной скорости назначается наибольшая из минимально допустимых скоростей. Для разных типов самолетов в зависимости от их конкретных свойств и от вы- соты полета эта скорость может оказаться ограничением по раз- личным причинам: по безопасности от сваливания, по устойчиво- сти по перегрузке, по управляемости или по вторым режимам полета. 245 § 10.3. МАКСИМАЛЬНАЯ СКОРОСТЬ ПОЛЕТА И ЕЕ ОГРАНИЧЕНИЯ 1. Лобовое сопротивление самолета в горизонтальном полете Как было показано в главе 1, поляра самолета сравнительно точао описывается формулой ' С,. + АСУ Ц0,кгс 12000 8000 4000 Рис. 10.5. Лобовое сопротивление при нулевой подъем- ной силе Используя эту зависимость, можно получить следующие выра- жения для лобового сопротивления: Q=Qo + Qi-4 (Ю.5) где в соответствии с формулой (1.3) ^г JPL*^ Qo = C S = Q,7p№CxS, а индуктивное сопротивление при перегрузке %=-! равно АО* AG* Q.r~ рк* 0.7/>M-S* (10.6) (10.7) На рис. 10.5, 10.6 и 10.7 в качестве примера показаны кривые Qo и Q/r, а также лобовое сопротивление в прямолинейном гори- зонтальном полете Qr= Q0+ Q/r> рассчитанные по формулам (10.5), (10.6) и (10.7). Как видно из этих графиков, в соответствии с формулами (10.6) и (10.7) Qo уменьшается с высотой и возрастает с увели- чением числа М, a Q/r, наоборот, возрастает с высотой и умень- шается при увеличении скорости. 246 Обратим внимание на то, что в прямолинейном горизонтальном полете индуктивное сопротивление при больших скоростях во мно- го раз меньше, чем Q0. И только на малых скоростях их вели- кгс /6000 /2000 8000 4000 Условные обозначения} ---------Р f,6 М Рис. 10.8. Определение максимальной скорости полета по кривым тяги и лобового сопротивления: / «— дозвуковой самолет; 2 — околозвуковой самолет; 3 — сверхзвуковой самолет 248 угла наклона траектории и высоты полета максимальная скорость может иметь различные значения. Важной характеристикой лет- ных свойств самолета является максимальная скорость горизон- тального полета. Она определяется равенством тяги двигателя (на GcosG Рис. 10.9. Силы, действующие на самолет в полете со снижением максимальном режиме <или форсаже) лобовому сопротивлению са- молета Qr. Силы Р и Qr зависят от высоты полета: сила тяги двигателя с высотой уменьшается (рис. 10.8), а сила лобового сопротивле- P-GsfnQ V/naXf.fl ^maxCH Рис. 10.10. Увеличение максимальной скорости прямолинейного полета при снижении самолета ния изменяется так, что кривая Qr с увеличением высоты сме- щается в сторону больших истинных скоростей. Следовательно, к максимальные скорости будут зависеть от высоты. Как правило, максимальные истинные скорости и соответствующие им числа М дозвуковых и сверхзвуковых самолетов с ТРД увеличиваются до высоты 9—11 км, а выше 11 км уменьшаются (рис. 10.8). Очевидно, что в полете со снижением можно достичь больших скоростей, чем в горизонтальном полете, потому что к силе тяги двигателя добавляется составляющая силы тяжести Gsin0 (рис, 10,9). Чтобы найти максимальную скорость прямолинейного 249 полета со снижением, нужно к кривой силы тяги Р добавить — Gsin© и найти точку пересечения кривой суммарной силы Р—Gsine с кривой Qr (рис. 10.10). Следует четко' различать максимальную и максимально допу- стимую скорости. Для современных сверхзвуковых самолетов максимальные рко- рости обычно больше максимально допустимых скоростей. Огра- ничения максимальных скоростей бывают в основном трех видов: по максимально допустимому скоростному напору, по максималь- но допустимому числу М и по максимально допустимой темпера- туре кинетического нагрева элементов конструкции. Ниже будут рассмотрены причины этих ограничений. 3. Ограничение скорости полета по максимально допустимому скоростному напору Аэродинамические силы, действующие на самолет, распределены по его поверхности неравномерно. Например, на лобовых ча- стях поверхности самолета давление, как правило, больше атмос- ферного. На всех других поверхностях, особенно на верхней по- верхности крыла и фюзеляжа, давление пониженное по сравне- нию с атмосферным. Чем больше скоростной напор, тем больше будет нагружена обшивка самолета, и в первую очередь обши-вка крыла, разностью давлений на ее наружнрй и внутренней поверх- ностях. Следовательно, обшивка самолета и каркас, к которому она крепится, должны быть рассчитаны на прочность при заданном максимально допустимом скоростном напоре. Этим,обеспечивает- ся так называемая местная прочность самолета. Суммарная сила воздействия потока воздуха на всевозможные грузы, подвешиваемые под самолет, в конечном счете нагружает узлы подвески. Следовательно, узлы подвески также рассчиты- ваются на определенный скоростной напор, и это относится к рас- чету местной прочности самолета. Вторая причина ограничений скоростного напора связана с не- достаточной жесткостью конструкции самолета, вследствие чего ухудшается эффективность органов управления либо возникают нарастающие изгибно-крутильные колебания (флаттер), приводя- щие, как правило, к разрушению самолета. Скорость, при которой наступает полная потеря эффективно- сти элеронов, называется критической скоростью ревер- са элеронов (глава 6). Для обеспечения надежной поперечной управляемости скорост- ной напор ограничивается так, чтобы предельно допустимая ско- рость была меньше критической скорости реверса элеронов не ме- нее чем на 100 км/ч. Причинами возникновения флаттера крыла являются недоста- точная жесткость его конструкции и расположение: центра тяже- сти крыла позади его центра жесткости (рис. 10.11). При изгиб- ном движение крыла вверх оно одновременно закручивается в 250 сторону увеличения угла атаки. Возникающий при этом прирост подъемной силы способствует дальнейшему увеличению прогиба крыла. Аналогичная картина получается и при обратном движе- нии крыла вниз. *« 7 л Л «. , Область / флат* /пера цг цжг Рис. 10.11. Изгибно-крутильные колебания крыла Таким образом возникают самовозбуждающиеся излибно-кру- тильные колебания (автоколебания). Энергия для их возбужде- ния Ав поступает из набегающего потока воздуха. Она пропор- циональна квадрату скорости и при некоторой скорости ста- новится равной рассеивающей- ся энергии демпфирования крыла Лд (рис. 10.12). Эта ско- рость называется критиче- ской скоростью флат- тера. Достижение ее приво- дит к незатухающим колеба- ниям, а превышение — к быст- рому нарастанию амплитуды колебаний и разрушению кон- струкции крыла или других частей самолета, на которых возник флаттер. Для предотвращения флаттера устанавливается максимально допустимая скорость, меньшая критической скорости флаттера на 25-30%. Следствием недостаточной жесткости крыла, несимметрии его упругих деформаций и развития волнового кризиса является так называемая «валежка» самолета (глава 6)—явление непроиз- вольного кренения самолета при больших скоростных напорах на околозвуковых скоростях полета. Как и реверс элеронов, это яв- 251 Vвысот прямолинейного горизон- тального установившегося полета является так называемая линия 255 потолков режимов, т. е. наибольших высот прямолинейного полета на данной постоянной скорости. Линия потолков является про- должением линии максимальных скоростей, так как определяется теми же условиями, что и линия максимальных скоростей полета: условием прямолинейности У=0 (пу=[) и условием постоянства скорости P = Qr, т. е. точками пересечения кривых Р и Qr для различных высот (рис. 10.8). Потолок (статический потолок)—это наибольшая высота, на которой еще возможен установившийся горизонтальный полет. Вся область скоростей и высот, на которых возможен горизон- тальный полет с постоянной скоростью, ограниченная слева линией минимальных скоростей, сверху — линией потолков и справа — ли- нией максимальных или максимально допустимых скоростей, на- зывается диапазоном скоростей и высот прямоли- нейного горизонтального установившегося поле- та (рис. 10.13). Внутри этого диапазона возможен прямолинейный горизон- тальный полет с торможением, с разгоном или с постоянной ско- ростью (длительный полет). На верхней и правой границах еще возможен полет с постоянной скоростью, но невозможен горизон- тальный разгон. Выше и правее линии потолков и максимальных скоростей горизонтальный .полет в пределах допустимых скоростей возможен, но только с торможением, т. е. только кратковремен- ный полет. Установить точно режим горизонтального полета с постоянной скоростью довольно трудно. Однако это вполне возможно и прак- тически выполняется при условии, если есть некоторый запас тяги, т. е. если полет выполняется ниже потолка. Значительно труднее длительно удерживать современный сверхзвуковой самолет на по- толке или на линии потолков при заданной скорости, так как при этом избыток- тяги равен нулю. При недостаточно точном и тща- тельном пилотировании небольшое отклонение в сторону кабриро- вания приводит к набору высоты больше потолка с одновремен- ным до-вольно интенсивным торможением. При незначительной от- даче ручки от себя начинается заметное снижение с некоторым разгоном. Если после этого летчик попытается вернуть самолет на высоту потолка, то он убедится в том, что скорость самолета стала меньше, чем до снижения или подъема. Потеря скорости проис- ходит вследствие заметного возрастания лобового сопротивления при увеличении угла атаки, так как индуктивное сопротивление на потолке значительно по величине. Оно примерно равно сопротив- лению при нулевой подъемной силе: Q/r = Qo- Таким образом, линию потолков, а тем более потолок практи- чески не удается использовать для длительного горизонтального полета. Приходится летать несколько ниже потолка, чтобы иметь некоторый запас тяги, обеспечивающий возможность исправления ошибок пилотирования. Для повышения точности пилотирования 256 вблизи потолка рекомендуется сохранять заданный режим полета по истинной скорости. Диапазон скоростей и высот прямолинейного горизонтального ' полета является одной из важнейших летных характеристик, пока- зывающей возможности выполнения на данном самолете длитель- ного прямолинейного горизонтального полета. Очевидно, чем выше 1 потолок и чем шире диапазон скоростей, тем большими боевыми возможностями обладает самолет. Причем важно, чтобы диапазон скоростей был шире и в сторону максимальных, и в сторону ми- нимальных скоростей. Для самолетов с изменяемой в полете стреловидностью крыла диапазсн скоростей и высот полета и все виды ограничений ско- рости зависят от стреловидности крыла. 2. Диапазон скоростей и высот криволинейного полета Мы рассмотрели длительный полет при перегрузке пу=1 — гори- зонтальный прямолинейный полет. Не менее важной летной ха- рактеристикой самолета возможность длительный является выполнять криволинейный полет, на- пример вираж с постоян- ными скоростью и пере- грузкой. Условие постоянства скорости горизонтального криволинейного полета имеет тот же вид, что и для прямолинейного полета (P = Q), только лобовое сопротивление Q теперь уже не будет равно Qr (при Пу=1), а будет зависеть от пере- грузки согласно формуле (10.5): Q=QO+Q/X. Р&КГС 16000 12000 8000 4000 2,0 М Рис. 10.14. Зависимость лобового сопротивле- ния от числа М полета и перегрузки ИндуктиБное сопротивление Qt в прямолинейном горизонталь- ном полете, как правило, составляет довольно малую долю всего лобового сопротивления. В криволинейном полете индуктивное со- противление Qi увеличивается по сравнению с Q/r пропорцио- нально квадрату перегрузки. При маневрах с большой перегруз- кой Qi = QiTn? может превышать Qo, а суммарное лобовое сопро- тивление может стать больше форсажной тяги двигателя. На рис. 10.14 в качестве примера показаны кривые лобового сопротивления в криволинейном полете с различными постоянны- 9-575 257 ми перегрузками на высоте, И км, построенные по формуле (10.5) с использованием кривых Q0 и Q/r (рис. 10.5 и 10.6). Здесь же показана тяга двигателя на полном форсаже. Из графика видно, «\ а м nvs1 Рис. 10.15. Диапазон скоростей и высот уста- новившихся виражей что уже при /1^ = 4 лобовое сопротивление почти всюду превышает тягу двигателя. При больших перегрузках вираж на постоянной высоте (в данном примере) возможен только с уменьшением ско- рости. Точки пересечения кривых лобо<вого сопротивления Q при раз- личных перегрузках с кривой тяги РФ, как и в прямолинейном полете, определяют максимальную скорость криволинейного го- 258 ризонтального полета. Если найти аналогичные точки пересечения на всех высотах, то можно получить линии потолков и макси- мальных скоростей криволинейного горизонтального полета с по- стоянными скоростями и перегрузками, аналогичные линиям потол- ков и максимальных скоростей прямолинейного горизонтального полета (рис. 10.15). По формуле (Ю.4) можно построить кривые минимальных ско- ростей горизонтального криволинейного пол>ета с заданными пере- грузками и получить сетку диапазонов скоростей и высот криво- линейного горизонтального установившегося полета, иначе говоря, установившихся виражей с постоянными скоростью и перегруз-кой (рис. 10.15). Такие кривые являются важными характеристиками маневренных свойств самолета, показывающими возможности дли- тельного криволинейного полета. 3. Возможные длительные перегрузки Если провести горизонтальные сечения кривых (рис. 10.15), то можно построить кривые возможных длительных перегрузок в го- ризонтальном полете с постоянной скоростью (рис. 10.16). Такие 'Ууст 0,2 0,4 М Рис. 10.16. Длительные (установившиеся) перегрузки горизон- тального полета кривые можно найти и непосредственно из условия постоянства скорости (P = Q), не прибегая к построению диапазонов скоростей и высот криволинейного полета: -Р-Ро + ОД. откуда п '.Ууст •у- P-QO . (10.10) О 1 --- V0| 1 Если разность Р\\—Qon изменится на 10%, то потолок изменится на 315 м в ту же сторону. Если лобовое сопротивление изменяется вследствие под- вески под самолет бомб, баков и других грузов, изменяющих не только конфи- 261 гурацию самолета, но и его вес, необходимо учитывать одновременное влияние обоих факторов: Д(Р1.-. в_о.5-^=0.5^. у . - "•" * ~ ' Т v mm r ' Иначе говоря, изменение абсолютной температуры на 10% вызывает измене- ние минимальной скорости на 5% в ту же сторону. Потолок. Как было показано в главе 3, для современных ТРД темпе- ратура воздуха сильно влияет на тягу двигателя, что приблизительно выра- жается зависимостью ДГ) д у- -р- =- (2.<Ч-2.5)-у-, (10.12) т. е. увеличение абсолютной температуры на 10% вызывает уменьшение тяги двигателя на 20—25%. Соответственно этому уменьшается и потолок самолета. Например, на числах М, при которых на потолке К=/Стат, когда Q0=* Qln из формулы (10.10) с учетом зависимости (10.12) получается следующее вы- ражение: Д Япот = - 12600 -у^-, 263 t. e. увеличение абсолютной температуры на 10% (примерно на. 226) вызывает уменьшение потолка примерно на 1260 м. На больших числах М влияние изме- нения температуры на потолок несколько слабее, но все же остается значи- тельным. Максимальная скорость. Влияние изменения температуры на мак- симальную скорость проявляется через изменение тяги [формулы (10.11) и (10.12)]. Оно будет тем сильнее, чем слабее изменяется избыточная тяга по скорости (рис. 10.17, а и б). Для иллюстрации этой зависимости можно исполь- зовать формулу ДГ AV Р ~~т~ актах ___ 9____ 7 __ — 2~у —-у --у. Y max v max г — С/ Установившиеся перегрузки. В соответствии с формулами (10.6) и (10.7) величины Q0 и QI не зависят от температуры, если число М и высота полета по барометрическому высотомеру остаются неизменными. Учи- тывая этот факт и зависимость тяги от температуры (10.12), из формулы (10.8) найдем Д^уст Р ДГ "Ууст ~ Р-—~* В заключение отметим, что изменения веса, тяги, лобового сопротивления и температуры наружного воздуха не влияют на ограничения максимальной скорости, если при этом не изменяется конфигурация самолета. При изменении стреловидности крыла меняются условия нагружения пово- ротного узла и других силовых элементов конструкции самолета. Кроме того, сильно изменяются характеристики устойчивости и управляемости. В связи с этим ограничения скорости по предельному скоростному напору и по числам М назначаются в зависимости от стреловидности крыла. § 10.7. ОБЛАСТЬ ДИНАМИЧЕСКИХ ВЫСОТ ПОЛЕТА Как известно, на верхней границе диапазона скоростей и вы- сот полета — линии потолков — выполняются условия постоянства скорости P = Qr и прямолинейности горизонтального полета У=0. Выше линии потолков в горизонтальном полете невозможно сохранить постоянную скорость, та,к как тяга двигателя будет меньше лобового сопротивления. Однако прямолинейный полет все же возможен в некотором диапазоне скоростей и высот, так как равенство подъемной силы и силы тяжести самолета удается со- хранить. Область скоростей и высот, расположенная выше линии потол- ков, в которой возможен прямолинейный горизонтальный полет, называется областью динамических высот. Левой гра- ницей этой области является линия минимальной скорости гори- зонтального полета, продолженная на высоты, большие потолка (рис. 10.18). Правую границу области динамических высот можно приближенно найти из условия постоянства максимального уровня полной механической энергии самолета. 264 Как известно, уровень механической энергии измеряется вели- чиной удельной энергии, т. е. полной механической энергией, при- ходящейся на один килограмм веса самолета: Н* = G др + ся) =-? + «. ЯА vmm Рис. 10.18. Область динамических высот полета Максимум уровня энергии обычно имеет место в точке пересе- чения линии потолков с линией ограничения максимальной скоро- сти по числу М (рис. 10.18). Если из точки //этах выполнить маневр с набором высоты при условии постоянства механической энергии 1/2 ^Этах 2? + Н= const, то по мере увеличения высоты скорость будет уменьшаться по за- кону: V=V2g(H3m^-H) (кривая / на рис. 10.18). Но для этого необходимо, чтобы тяга двигателя все время была равна лобовому сопротивлению. В действительности при наборе высоты с переходом через ли- Н'ию потолков механическая энергия самолета не сохраняется по- стоянной, а несколько уменьшается. Это происходит, во->первых, потому, что выше линии потолков тяга двигателя всегда меньше, чем лобовое сопротивление Qr, во-вторых, потому, что при вводе самолета в маневр с набором высоты необходимо создать-пере- грузку больше единицы, что вблизи потолка приводит к суще- ственному росту индуктивного сопротивления, пропорционального квадрату перегрузки. Кроме того, достичь точки //3max без нару- g65 шения ограничения скорости по Мпред нельзя. Можно только по- дойти к ней сравнительно близко. По указанным причинам правая граница области динамичес- ких высот лежит несколько левее линии //=>max == const и имеет не- сколько больший наклон (линия 2 на рис. 10.18). Точку пересече- ния правой и левой границ области динамических высот (точка Д) принято называть динамическим потолком. Маневр выхода на динамические высоты целесообразно начи- нать на 2000—3000 м ниже линии потолков, где имеется достаточ- ный избыток тяги для создания перегрузки без потери энергии (P>Q). В области динамических высот прямолинейный горизонтальный полет возможен только с торможением, так как Pн,а недостаточна. При вращении самолета автомат демпфирования отклоняет руль, препятствуя вращению. Это значит, что при включенном ав- томате демпфирования для выполнения маневров с заданной угло- вой скоростью coz летчик должен дополнительно отклонять ручку управления, компенсируя отклонение стабилизатора, вызванное демпфером. Отсюда следует, что выполнение маневра с включен- ным автоматом демпфирования всегда будет требовать больших «расходов» ручки управления и усилий, прикладываемых к ней. Отмеченное оказывается полезным для самолетов, у которых зна- чения градиентов Х"У и Р"у находятся ниже нормы. Однако та- кой автомат демпфирования имеет ряд недостатков. Во-первых, при его работе полному отклонению ручки будет соответствовать неполное отклонение руля, что в некоторых слу- чаях может ограничить маневренные возможности самолета. По- следнее особенно нежелательно на сверхзвуковых скоростях по- лета, когда из-за излишне большой устойчивости по перегрузке и пониженной эффективности стабилизатора «расходы» ручки и без того большие. Во-вторых, в процессе выполнения всего' маневра летчик дол- жен прикладывать дополнительное усилие, которое при длитель- ном маневрировании утомляет. Для того чтобы исключить нежелательное («паразитное») от- клонение руля при выполнении маневров, в схему автомата демп- фирования иногда включают специальный фильтр высоких частот, который пропускает на усилитель только сигналы высокой ча- стоты изменения угловой скорости и не пропускает ее постоянную составляющую. В этом случае при выполнении энергичных маневров при от- клонении ручки управления автомат демпфирования сначала уменьшает угол отклонения стабилизатора, препятствуя увеличе- нию угловой скорости, затем в процессе установления угловой ско- рости угол отклонения стабилизатора устанавливается соответст- венно положению ручки. Эту особенность работы демпфера с фильтром высокой частоты (изодромом) летчик должен учитывать, чтобы исключить непроиз- вольный выход самолета за ограничения по перегрузке вследствие увеличения угла отклонения стабилизатора при фиксированном положении ручки. § 11.4. АВТОМАТЫ УСТОЙЧИВОСТИ И БЕЗОПАСНОСТИ Идея искусственного повышения устойчивости с помощью авто- матических устройств сводится к введению в управляющий сигнал дополнительной составляющей, пропорциональной параметру, по которому необходимо улучшить устойчивость. Так, например, для повышения устойчивости по перегрузке в отклонение стябилиза- 279 тора вводится сигнал по нормальной перегрузке (углу атаки), для повышения путевой устойчивости в отклонение руля направления вводится сигнал по боковой перегрузке (углу скольжения) и т. д. Стремление улучшить маневренные свойства и уменьшить «по- тери» на балансировку самолета на сверхзвуковых скоростях по- лета иногда побуждает шнструкторов задавать самолету доста- точно заднюю центровку. В этом случае самолет может оказаться нейтральным или даже неустойчивым по перегрузке на дозвуковых скоростях полета. АУ+Ай. ДОС* 6 Рис. 11.12. Принцип работы автомата устойчивости Допустим, что самолет нейтрален по перегрузке (фокус coBtMe- щен с центром тяжести). В этом случае при изменении угла атаки не будет возникать восстанавливающих моментов AAfz, так как появившийся прирост подъемной силы А У приложен в центре тя- жести самолета (рис. 11.12). Для обеспечения устойчивости по пе- регрузке в рассматриваемом случае автоматические устройства должны отклонять стабилизатор так, чтобы возникал восстанав- ливающий продольный момент. Это требует при положительном приросте углов атаки создавать положительный прирост откло- нения стабилизатора, при отрицательном Да —отрицательный при- рост А ср. Появившийся прирост подъемной силы горизонтального опере- ния, суммируясь с приростом АУ, определяет равнодействующую АУ+АУг. о, точка приложения которой сместится назад от центра тяжести на величину &XF независимо от того, увеличивал (рис. 11.12, а) или уменьшал (рис. 11.12, б) самолет угол атаки. Таким образом, рассматриваемый автомат устойчивости, отклоняя стабилизатор пропорционально углу атаки (пу), создает стабили- зирующий (восстанавливающий) момент. На рис. 11.13 приведена функциональная схема такого ав- томата устойчивости. В качестве датчика угла атаки может быть использован ДУАС — датчик углов атаки и скольжения, в каче- стве датчика перегрузки— датчик вертикального ускорения. При изменении перегрузки (угла атаки) датчик перегрузки вырабаты- вает электрический сигнал Хп . После прохождения усилителя этот сигнал подается на рулевой агрегат управления (РАУ), кото- рый, вызывая поступательное перемещение щтока на вели- 28Q Ч'йну Ал:, воздействует на золотник гидроусилителя и отклоняет стабилизатор для парирования изменения перегрузки. Стабилиза- тор отклоняется до тех пор, пока сигнал обратной связи Х0. с не уравновесит управляющий сигнал X . у Автомат устойчивости, повышая устойчивость, а соответственно и частоту колебаний, практически не оказывает влияния на демп- фирование колебаний. Поэтому по мере роста частоты колебаний От ручки_ РА У АХ fudpo-усилитель Асо т управления 1 i \ < Датчик Sop. связи X(LQ\ ^ Усилитель J Яатчик *Лу ерегрузки РИС. 11.13. Функциональная схема автомата устойчивости усиливается колебательность процесса. В этом основной недоста- ток автоматов устойчивости. Для его устранения приходится с ав- томатом устойчивости устанавливать и автомат демпфирования. По этим соображениям автоматы устойчивости применяются срав- нительно редко. Принцип работы автоматов устойчивости часто используется для работы автоматов безопасности, предназначенных для предот- вращения выхода самолета на критические и предельные режимы. Кроме того, если возникает необходимость, автомат безопасности позволяет приводить самолет к горизонту из любого положения в пространстве. Для обеспечения большей надежности автоматы безопасности могут иметь несколько ка-налов (основной, дублирующий, аварий- ный и т. д.). Каждый из этих каналов в некоторых случаях может полностью дублировать все остальные каналы. При необходимости между каналами может быть проведено некоторое «распределение обязанностей». В качестве примера рассмотрим формирование управляющего сигнала автоматом безопасности для предотвращения выхода са- молета на перегрузку пу> превышающую допустимое значение яУдоп. Так как опасность превышения допустимого значения пе- регрузки определяется не только величиной перегрузки в данный момент времени, но и угловой скоростью вращения самолета, зна* 281 чение перегрузки пу , пр'И которой автомат безопасности дол- жен сработать, определяется из условия «Уср=«Удо„-^>. (И.З) где K^z — передаточное число от угловой скорости к перегрузке. Из этого выражения видно, что при заданном допустимом зна- чении перегрузки яУдоп автомат безопасности вмешается в управ- ление на тем меньшей перегрузке /гУс , чем больше угловая ско- рость о)2. В отличие от автомата устойчивости автомат безопасно- сти отклоняет стабилизатор или подключает дополнительный за- грузочный механизм только в случае превышения перегрузки пу , определяемой выражением (11.3), ГЛАВА 12 ПРИНЦИПЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО И ДИРЕКТОРНОГО УПРАВЛЕНИЯ Системы автоматического управления (САУ) могут осуществ- лять управление самолетом без участия летчика на всех этапах полета от взлета до посадки. Автоматические системы управления современными самолетами достаточно сложны, поэтому изучение их работы связано с серь- езными трудностями. Задача существенно упрощается, если удается многошнтурную систему управления разделить на несколько бо- лее простых. Обоснованием такого разделения являются собствен- ные динамические свойства самолета. Во-первых, во многих случаях представляется возможным об- щее движение самолета разделить на продольное и боковое и рас- сматривать их раздельно. Во-вторых, поскольку малые движения, определяющие движе- ние самолета вокруг центра тяжести, протекают значительно быстрее больших, определяющих движение центра тяжести (траек- торию полета), системы автоматического управления продольным и боковым движением, в свою очередь, можно разделить на си- стемы управления движением вокруг центра тяжести и системы управления траекторией полета. § 12.1. АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ ДВИЖЕНИЕМ ВОКРУГ ЦЕНТРА ТЯЖЕСТИ Автоматическое управление углом крена. Одним из наиболее простых случаев автоматического управления полетом является управление углом крена, которое осуществляется регулированием моментов вокруг продольной оси Ох\. На рис. 12.1 представлена функциональная схема автоматиче- ского управления углом крена с помощью элеронов. Чувствитель- ным элементом автопилота является гировертикаль (ГВ), которая фиксирует фактическое значение угла крена у. Электрический сиг- нал Х^ из гировертикали поступает на суммирующее устройство (СУ). Если фактическое значение угла крена у отличается от за- данного значения уа, то появляется сигнал рассогласования S83 X — X , который после усиления в усилителе (У) подается на рулевую машину (РМ), представляющую собой комбинацию ру- левого агрегата управления (РАУ) и- гидроусилителя. Рулевая машина отклоняет элеро-ны пропорционально разности сигналов Х^ — X , а значит, и разности у—у3- Пропорционально величине отклонения элеронов через обратную связь (ОС) подается на сум- мирующее устройство сигнал Хс, направленный противоположно Рис. 12.1. Функциональная схема крепового автопилота сигналу X — X' Отклонение элеронов происходит до тех пор, пока сигнал обратной связи не уравновесит разность X — X. Рассмотрим работу крепового автопилота сначала в режиме стабилизации, например при устранении возникшего (начального) угла крена, допустим, на правое крыло. Если начальный угол крена Y = YO отличается от заданного угла крена у3, который в ча- стном случае может быть равен нулю, рулевая машина отклонит элероны пропорционально разности X — X . что обусловит по- явление момента крена Л45э§ . Этот момент вызовет ускоренно-е вращение самолета в сторону уменьшения угла крена. В резуль- тате начнет увеличиваться угловая скорость ю* и возникнет демп- фирующий момент Л/%0 > препятствующий вращению. По мере приближения угла крена у к заданному значению у3 будет умень- шаться разность сигналов чувствительного элемента и задатчика Х^ — Х^ , что приведет к превышению сигнала обратной связи XG над разностью X -— X . Вследствие этого на входе в усилитель 7 тз появится результирующий сигнал обратного знака и отклонение элеронов начнет уменьшаться. Таким образом, с течением времени момент крена, создаваемый элеронами, уменьшается, а демпфи- рующий момент увеличивается. Когда эти моменты станут рав- ными по величине (на рис. 12.2 при t = t\), угловая скорость крена достигнет максимального значения. В дальнейшем демпфирующий момент станет'больше момента, создаваемого элеронами, и угло- вая скорость станет уменьшаться. С приближением самолета к 254 исходному положению элероны постепенно возвратятся в перво- начальное положение. Если собственное демпфирование (/И"*юх) движения крена зна- чительно, то изменение параметров движения будет происходить так, как показано на рис. 12.2. Если же собственное демпфирова- ние мало, как это бывает, например, на больших высотах, то при подходе к ис- ходному положению равновесия самолет будет иметь еще значительную угловую скорость вращения. Вследствие этого он может пройти положение равновесия, и процесс устранения начального угла кре- на уо будет происходить с перерегулиро- ванием (колебательно). Возникшие коле- бания вокруг исходного положения рав- новесия будут затухать после одного или нескольких колебаний. Для устранения колебательности про- цесса можно уменьшить передаточный коэффициент с крена на элероны (^fj)- в результате чего уменьшатся отклоне- ние элеронов и восстанавливающий мо- мент крена А/5э8э. Вследствие этого воз- вращение к положению равновесия за- медлится, и при некоторых значениях передаточного коэффициента К\ движе- ние будет происходить без перерегули- рования. Но в этом случае значительно увеличится время переходного про- цесса. Устранить колебательность процесса без увеличения времени переходного процесса можно введением коррекции по угловой ско- рости крена, т. е. добавлением на вход в автопилот сигнала Хт . выдаваемого датчиком угловой скорости (ДУС), пропорционально величине шх (включением верхней цепочки на рис. 12.1). В этом случае Отклонение элеронов будет осуществляться по следующему закону: % = #Ит-Т.) + #>.» (12.1) где KI и К**— передаточные коэффициенты соответственно с кре- на и угловой скорости крена на элероны. Изменяя значения передаточных коэффициентов К\ и К*** можно обеспечить требуемый переходный процесс. Рассмотрим теперь процесс автоматического управления углом крена. Допустим, что требуется осуществить переход с одного угла крена (например, у=0) на другой (накренить самолет на 285 Рис. 12.2. Изменение пара- метров движения самолета в процессе устранения воз- никшего угла ус креповым автопилотом Т»<охД правое полукрыло на величину у3). Это можно обеспечить, если на вход автопилота подать некоторый управляющий сигнал. Он может быть задай в виде ступенчатой функции или в в-иде некото- рой функции времени. Для простоты рассуждений предположим, что на вход ав- топилота поступил ступенча- тый управляющий сигнал X . У идеального автопилота (без запаздывания) этот сигнал вызовет ступенчатое отклоне- ние элеронов 8Эо (рис. 12.3), в результате управляющий ллв < (0% Рис. 12.3. Изменение параметров дви- жения самолета в процессе автоматиче- ского управления углом крена чего появится момент крена МЬ*Ъ и самолет начнет уско- X Э0 ренно вращаться вокруг про- дольной оси. Это приведет, с одной стороны, к возникно- вению демпфирующего момен- та Af^Wjr» препятствующего вращению, с другой — к росту угла крена и уменьшению сигнала рассогласования X — X и, как следствие, f ».ч к уменьшению отклонения элеронов. Когда момент, создаваемый элеронами /И6^, станет равным демпфирующему М^*юХУ угло- вая скорость^ крена достигнет максимальной величины. Дальней- шее движение будет сопровождаться уменьшением угловой скоро- сти крена. Когда угол крена у приблизится к заданной величине у3> сигнал рассогласования -А"у — Х^ настолько уменьшится, что сиг- нал Х^ , выходящий из датчика угловой скорости (рис. 12.1), обу- словит отклонение элеронов против вращения, поэтому при пра- вильно выбранных передаточных коэффициентах К1 и К™* угол крена будет монотонно или со слабым перерегулированием стре- миться к заданному значению. На рис. 12.3 показано изменение откло'нен-ия элеронов, моментов крена и параметров движения са- молета при автоматическом управлений углом крена. Автоматическое управление углом тангажа осуществляется с помощью продольного канала автопилота, воздействующего на стабилизатор (руль высоты). На рис. 12.4 показана функциональная схема автопилота, управ- ляющего углом тангажа. Чувствительными элементами этой части автопилота, так же как и автопилота, управляющего углом крена, являются гировертикаль (ГВ) и датчик угловой скорости (ДУС), .286 которые выдают сигналы, пропорциональные фактическим значе- ниям угла тангажа 8 и угловой скорости тангажа wz» поступающие на суммирующее устройство (СУ). Если сумма этих сигналов не уравновешивает сигнал Хь , соответствующий заданному значе- нию угла тангажа, то суммирующее устройство формирует сигнал, который после усиления поступает на рулевую машину (РМ), вы- зывающую отклонение стабилизатора. Лф 2 ЛУС U)Z X. "*V ^ео ^ ЛФЗ ' У у PM JL^to>*4±± J-M 3*и ^леп^„ \ \ ----- Г*» L С пг X, * г« 1 •ь Рис. 12.4. Функциональная схема автопилота, управляющего углом тангажа Рассмотрим работу такого автопилота в режиме стабилизации угла тангажа. Предположим сначала, что упра)вление углом тан- гажа осуществляется автопилотом, не имеющим коррекции по уг- ловой скорости тангажа (верхняя цепочка на рис. 12.4 разъеди- нена). Допустим, что угол тангажа отклонился от заданного зна- чения 83, вследствие чего из суммирующего устройства подается сигнал Х^ — Х§ , пропорциональный разности фактического и за- данного углов тангажа 8 —S3. Под действием этого сигнала, уси- ленного в усилителе, рулевая машина перемещает одновременно стабилизатор и датчик обратной связи (ОС) до тех пор, пока сиг- нал обратной связи Хс не уравновесит сигнал Х^—Хь . В ре- зультате отклонения стабилизатора возникнет продольный момент Л^Дср» который вызовет вращение самолета, в процессе которого угол тангажа начнет приближаться к заданному значению. Так как продольное демпфирование обычно существенно мень- ше поперечного, при рассматриваемом законе отклонения стабили- затора переходный процесс будет осуществляться со значительным перерегулированием, сопровождающимся, особенно на больших высотах и сверхзвуковых скоростях полета, слабо затухающими колебаниями. Предотвращение продольных колебаний можно обес- печить искусственным повышением демпфирования посредством подачи на суммирующее устройство сигнала, пропорционального угловой скорости тангажа, который формируется датчиком угло- вой скорости (ДУС). Для этого необходимо включить верхнюю цепочку схемы (рис. 12.4). 287 (02 1 В соответствий с этим автопилот, управляющий углом тамгажа, отклоняет стабилизатор по следующему закону: ЬЧ = К1(Ь-Ь3) + К°'<*„ (12.2) где /С* и K*z — передаточные коэффициенты соответственно с тангажа и угловой скорости тангажа на стабилизатор. При таком законе управления ста- билизатором характер изменения мо- ментов и параметров движения само- лета при отклонении углов тангажа О и атаки а от их исходных значений будет иметь вид, показанный на рис. 12.5. В начальный момент времени на самолет действуют восстанавливающий момент А1"Да, обусловленный наличием устойчивости по пе- регрузке, и момент -MjA

г. На рис. 12.9 показала функциональная схема автомата, соот- ветствующая этому закону. Рис. 12.9. Функциональная схема автомати- ческого управления высотой полета Рассмотрим работу автопилота, стабилизирующего высоту по- лета. Допустим, что в процессе полета высота стала меньше за- данной на величину ЛЯ = Я — Н3. Сигнал с датчика барометриче- ского высотомера или радиовысотомера (В)ХН подается на сум- мирующее устройство канала стабилизатора, которое сличает его с заданным сигналом ХНз и вырабатывает сигнал рассогласования Хн — Хн^. Последний после усиления подается на рулевую ма- шину, которая отклоняет стабилизатор на величину Д<р. Отклоне- ние стабилизатора происходит до тех пор, пока сигнал обратной схемы XG не уравновесит сигнал рассогласования Хн — ^ГЯз.х Воз- никший в результате отклонения стабилизатора момент /И|Аор (точка 1 на рис. 12.10) вызовет поворот продольной оси самолета, что сопровождается увеличением углов атаки и тангажа. Появившийся прирост подъемной силы (точка 2) искривляет траекторию движения и переводит самолет в набор высоты. По мере увеличения угла тангажа с гировертикали (ГВ) на вход ав- топилота будет поступать сигнал А^, противоположный по знаку сигналу рассогласования ^я---ЛГЯз. Последний с ростом высоты полета уменьшается. В результате сумма сигналов Хь + Хс ста- нет больше сигнала Хн — ХНз и отклонение стабилизатора, начнет уменьшаться, уменьшается при этом и угол атаки. В точке 3 ста- билизатор и угол атаки возвратятся к исходным значениям. При дальнейшем движении сигнал рассогласования Ха + ХНз продол- жает уменьшаться, что приведет к отклонению стабилизатора в противоположную сторону. Это сопровождается уменьшением угла 292 атаки и подъемной силы, вследствие чего траектория движения начинает отклоняться вниз (точка 4 на рис. 12.10). В точке 5 са- молет выходит в горизонтальный полет на заданной высоте, сиг- нал рассогласования Хи — ХНз равен нулю, а стабилизатор будет находиться в исходном (балансировочном) положении. Из физического рассмотрения работы автопилота, управляю- щего высотой полета, можно прийти к выводу, что для стабилиза- ции высоты полета необходимыми являются только два сигнала: \ »». / Ч-- 1 ' «^* ' Ч / yf \ //V N» Рис. 12.10. Траектория движения самолета в процессе устранения возникшего отклонения высоты при работе автопилота в режиме стабилизации сигнал отклонения от заданной высоты и сигнал отклонения от за- данного угла тангажа. Отсутствие сигнала по тангажу привело бы к тому, что в течение всего времени приведения высоты к заданной стабилизатор был бы отклонен на кабрирование, угол атаки был бы больше исходного. Вследствие этого при подходе к заданной высоте самолет, имея большую вертикальную скорость, превысил бы заданную высоту и процесс восстановления высоты был бы ко- лебательным (штриховая линия на рис. 12.10). Таким образом, сигнал тангажа при управлении высотой полета является своего рода сигналом демпфирования колебаний высоты. Сигнал же по угловой скорости тангажа для стабилизации высоты полета прин- ципиального значения не имеет и применяется только для предот« вращения угловых колебаний самолета по тангажу. На некоторых самолетах с помощью стабилизатора (руля вы- соты) при неизменном режиме работы двигателя осуществляется автоматическое управление числом М полета, например, при на- боре высоты, полете по потолкам. В этом случае в канал управ- ления стабилизатором (12.4) вместо сигнала отклонения от задан- ной высоты подается сигнал отклонения от заданного числа М. При таком законе управления автомат, работая в режиме стаби- 293 Л'изации числа М и угла тангажа, будет обеспечивать полет с по- стоянным углом атаки. Вследствие этого по мере выработки топ- лива и уменьшения веса- самолет набирает высоту пропорцио- нально изменению веса, т. е. осуществляет полет по потолкам. Управление движением самолета в горизонтальной плоскости. Движение центра тяжести самолета в горизонтальной плоскости в общем случае связано с одновременным проявлением продольного и бокового движений. Для управления таким движением требуется воздействовать на все органы управления: элероны, руль направ- ления, стабилизатор и рычаг управления тягой двигателя. Стаби- лизатор необходимо отклонять для того, чтобы обеспечить дви- жение самолета в горизонтальной плоскости при накренении само- лета, изменяя подъемную силу. Но при изменении подъемной силы меняется и сила лобового сопротивления, поэтому для сохранения постоянства скорости необходимо воздействовать на тягу двига- теля. Строго творя, это должно осуществляться и при управлении курсом. Однако для простоты рассуждений при осуществлении уп- равления движением самолета в горизонтальной плоскости огра- ничимся рассмотрением только его бокового движения, полагая, что автопилот, стабилизирующий высоту и число М, обеспечивает в процессе разворота самолета полет на заданной высоте с по- стоянной скоростью. В этом случае управлять движением центра тяжести в горизонтальной плоскости можно только отклонением элеронов и руля направления. Это значит, что управление движе- нием центра тяжести напоминает управление курсом. Действи- тельно, направление полета (курса) изменяется вследствие искрив- ления траектории в горизонтальной плоскости. Таким образом, изменение углового положения самолета связано с управлением движением центра тяжести. Однако при автоматическом управле- нии курсом боковое перемещение самолета является не само- целью, а средством изменения курса. В некоторых случаях (например, при заходе на посадку, при выходе в заданную точку пространства и др.) возникает необхо- димость управлять боковым перемещением самолета (координа- той г). Такое управление корректируется с помощью специаль- ных координаторов, которые могут быть автономными и неавто- номными. К автономным координаторам относятся пилотажно-на?игацион- ные устройства, позволяющие определять координаты самолета или их отклонения без помощи наземных станций, маяков и дру- гих систем. Такими координаторами, например, являются нави- гационные автоматы, работающие по принципу счисления пути, инерциальные, астроинерциальные, радиоастрономические и дру- гие системы. К неавтономным координаторам относятся бортовые навига- ционные системы, взаимодействующие с наземными станциями, маяками и другими средствами. Такими координаторами являются радиокомпас, радиодальномерная и разностно-дальномерная си- стемы, 'курсоглкосад'ные маяки системы захода на посадку» 294 Рассмотрим работу автопилота, обеспечивающего выдержива- ние центра тяжести на заданной траектории. Как было указано выше, стабилизация курса самолета не решает этой задачи. Так, например, при наличии бокового ветра самолет, стабилизирован- ный по курсу, будет двигаться со сносом, отклоняясь от заданной траектории. Для стабилизации центра тяжести на заданной траектории в автопилот необходимо вводить сигнал, пропорциональный боко- вому отклонению от заданной траектории Z. Этот сигнал подается в тот канал автопилота, который обеспечивает управление курсом. Поскольку управление курсом можно более эффективно осуществ- лять с помощью элеронов, сигнал отклонения центра тяжести от заданной траектории обычно подается в канал элеронов. Добав- ляя к закону (12.3) сигнал бокового отклонения, получим следую- щий закон управления элеронами: ». = -Kt (t - t.) + Kl (т - Та) + /С>, + K\Z. (12.5) При отклонении центра тяжести от заданной траектории авто- пилот отклоняет элерон пропорционально отклонению Z, вследст- вие чего появляется момент крена и самолет накреняется в сто- рону заданной траектории. По мере увеличения угла крена к ав- топилоту поступает сигнал К\ (т — Тз)> пропорциональный измене- нию угла крена и противоположно направленный сигналу боко- вого отклонения /TJZ, что приводит к уменьшению отклонения элеронов. Самолет накреняется до тех пор, пока сигнал отклоне- ния от заданной траектории не уравновесится сигналом крена и элероны не будут возвращены в исходное положение (точка / на рис. 12.11). При накренении самолета появляется горизонтальная составляющая подъемной силы, искривляющая траекторию движе- ния самолета в сторону заданной линии полета. В процессе раз- ворота и приближения самолета к заданной траектории сигнал бокового отклонения будет уменьшаться, а сигнал угла рыскания увеличиваться. Это приводит к отклонению элеронов в противо- положную сторону, и угол крена начинает уменьшаться. С течением времени угол крена становится равным нулю (точ- ка 2 на рис. 12.11), затем самолет накреняется в противоположную .сторону (точка 3). Изменяя кривизну траектории полета, самолет постепенно приближается к заданной траектории. Когда Z станет равным нулю, угол рыскания и угол крена возвратятся к исход- ным значениям (см. изменение параметров движения на рис. 12.11). Из физического рассмотрения работы такого автопилота сле- дует, что демпфирование движения центра тяжести самолета обес- печивается введением коррекции по углу рыскания в закон откло- нения элеронов. Отсутствие сигнала по углу рыскания привело бы к тому, что в течение всего времени приближения самолета к за- данной траектории угол крена не изменял бы знака. В результате 295 самолет, имея большой угол рьюканйя, пересек бы заданйую fpa-- екторию и процесс стабилизации был бы колебательным (штри- ховая линия на рис. 12.11). Рис. 12.11. Траектория и изменение параметров движения само- лета в процессе возникшего бокового отклонения при работе автопилота в режиме стабилизации § 12.3. КОМПЛЕКСНЫЕ СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ СОВРЕМЕННЫХ САМОЛЕТОВ Непрерывное расширение функций, выполняемых автоматичес- кими, устройствами, сопровождается увеличением автоматического оборудования, устанавливаемого на современном самолете. Отсут- ствие единой идеи в проектировании систем автоматического уп- равления не позволяет обеспечить необходимую надежность та- ких систем управления и сопровождается установкой неоправдан- но большого количества различного рода датчиков, преобразова- телей, вычислителей, исполнительных устройств и других элементов автоматического оборудования. Поэтому возникла на- сущная необходимость объединения всех бортовых автоматичес- ких устройств в единую систему автоматического управления (САУ). Совокупность бортовых автоматических устройств со сложны- ми наземными радиотехническими устройствами образует ком- плексную систему автоматического управления. Такие системы предназначены для расширения задач, выполняемых самолетом, повышения эффективности его действия, обеспечения безопасно- сти полета и максимального облегчения работы летчика. Для каж- дого типа самолета разрабатывается САУ со своим целевым наз- начением. Так, .напри-мер, на ряде современных самолетав пило- 296 тажио-нав'игационные и прицельные системы, объединенные в единый комплекс, образуют пилотаж'но-навигащюнный комплекс (ПНК). Однако в САУ различных типов самолетов имеется много общего. На рис. 12.12 показала одна из возможных (упрощенных) функциональных схем комплексной системы автоматического уп- равления. Такая система управления позволяет осуществлять не- автоматическое (ручное), автоматическое и полуавтоматическое (директорное) управление. Неавтоматическое управление осуществляется летчиком, воз- действующим на рычаги управления с помощью гидроусилителя. Для обеспечения обратной связи по усилиям к проводке управле- ния подключены загрузочные механизмы (ЗМ) с механизмами триммерного эффекта (МТ). В продольный ка«ал рассматри- ваемой системы включен автомат регулирования управления (АРУ). Автоматическое управление в соответствии со схемой, показан- ной на рис. 12.12, осуществляется с помощью двух исполнитель- ных устройств: рулевых агрегатов управления (РАУ) и механиз- мов триммерного эффекта (МТ), на которые подаются управляю- щие сигналы, вырабатываемые вычислителем (В). Рулевые агрегаты управления (РАУ), представляющие собой управляемые раздвижные тяти, включены в проводку между ры- чагами управления и гидроусилителем. Они могут работать как в автоматическом, так и в неавтоматическом режимах полета. В по- следнем случае они предназначены для улучшения динамических свойств самолета, обеспечивая с помощью автоматов устойчиво- сти и демпфирования необходимые характеристики устойчивости и управляемости самолета. РАУ обладают сравнительно большим быстродействием перекладки рулевых поверхностей (20—40°/с), поэтому в целях безопасности полета им «дозеряется» сравни- тельно небольшой диапазон отклонения рулей. В этом случае при отказе РАУ, сопровождающемся уводом его штока в одно из крайних положений, возникает незначительный возмущающий момент. Благодаря этому при неуправляемом изменении парамет- ров движения, вызванном отказом РАУ, летчик имеет возмож- ность своевременно вмешаться в управление и устранить послед- ствия этого отказа. Кроме того, при отказе РАУ, сопровождаю- щемся уводом его штока в крайнее положение, остается доста- точный запас отклонения руля для безопасного завершения полета. Механизмы триммершго эффекта (МТ), включенные парал- лельно в проводку управления, при сравнительно небольшом бы- стродействии (2—4°/с) позволяют использовать практически весь диапазон отклонения рулевых 'поверхностей. Такие механизмы в автоматическом режиме управления могут быть включены в ра- боту тблько при снятии усилий с рычагов управления. Поэтому если при работе САУ в автоматическом режиме летчик приклады- вает некоторое усилие к рычагам управления, то МТ автоматиче- т *0 ID СО Хн IrC ^ jC>=??«* градиенты перемещения ручки и усилия на ней, необходимые для изменения перегрузки на единицу, будут изменяться пропорцио- нально градиенту ®пу —отклонению стабилизатора, потребному для такого же изменения перегрузки. Последний при изменении режима полета, как было показано в главе 5, изменяется в широких пределах. В качестве примера на рис. 13.1 показано характерное изменение величины ^пу в зави- симости от скоростного напора для двух высот полета. При посто- янных значениях коэффициентов Св и /Св по такому же закону будут изменяться и градиенты .Л и Р^У . Это существенно ус- ложняет управление самолетом, так как ошибка, допускаемая летчиком при отклонении ручки, в большой степени зависит от величины градиента Р*У . Из рис. 13.2, полученного по экспери- ментальным данным на маневренных самолетах, видно, что наи- меньшую ошибку летчик допускает при градиенте ?*"* = —2 кгс, т. е. 2 кгс на единицу перегрузки. Как увеличение, так и осо- бенно уменьшение градиента Р^У сопровождаются ростом относи- 303 тельной ошибки. Пр-и очень малых градиентах летчик не может соразмерно дозировать усилия при управлении, поэтому возможна раскачка самолета. <РПуА*в L, вызывает необходимость уменьшения плеча А\Б (/Св). И на- конец, пр:и скоростном напоре, соответствующем началу развития волнового кризиса (Мкр), когда увеличивается коэффициент ус- тойчивости ап и уменьшается коэффициент эффективности стаби- лизатора т%9 Ф"У начинает увеличиваться. В этом диапазоне ско- ростей-дальнейшее уменьшение плеча А\Б (нецелесообразно и уп- равление осуществляется на малом плече АРУ (участок г—д). По мере роста высоты увеличивается минимальное значение плеча А\Б, а скоростной напор, соответствующий прекращению уменьшения плеча, уменьшается потому, что тем же скоростным напорам соответствуют большие чадсла М (рис. 13.1, точки виг). Начиная с некоторой высоты (в нашем примере 10 км) полет на всех скоростях осуществляется на большом плече, та-к ка,к на этих высотах потребные отклонения стабилизатора . для увеличения перегрузки на единицу велики (рис. 13.1). На малых высотах (в данном примере Я = 0-^5 км) можно применять один закон изме- нения /Св по скоростному напору. Для полного использования маневренных .свойств самолета на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях на малых высотах це- лесообразно при М>Мкр снова увеличивать плечо АРУ. В приве- денном примере это не осуществлено. В соответствии с законом регулирования /Св все эксплуатацион- ные режимы полета могут быть разбиты на ряд областей. На рис. 13.3 приведены области полета, соответствующие выбранному закону регулирования (рис. 13.1). Если полет осуществляется в области А (автоматика АРУ на большом плече), перемещению ручки управления на 1 мм соответствует отклонение стабилизато- ра, большее, чем при полете во всех других областях. Минималь- ное отклонение стабилизатора при перемещении ручки управле- ния будет наблюдаться в области В—щолет на малом плече. В 305 областях Б и Г плечо может иметь различные промежуточные значения. Поскольку в рассматриваемой схеме АРУ плечи А\Б и АБ (рис. 11.7) изменяются одновременно, при уменьшении плеча А\Б к стабилизатору на столько же увеличивается плечо АБ к пружин- ному загружателю. Таким образом, характеристика управляемо- сти — усилие на единицу перегрузки РВУ—регулируется сразу двумя пара- метрами: Кв и Св. Исходя из сказанного, можно прийти к выводу, что коэффициенты /Св и Св, установленные автоматикой АРУ для од- ной из областей, являются неприемле- мыми в других областях. Поэтому при заедании штока испол- Рис. 13.3. Области полета, нительного механизма АРУ (раздвижной соответствующие различно- тяги) появляются особенности в управ- SpY.'J^T.SrjeS' лении самолетом, которые зависят от лирования (рис. 13.1) того, на каком плече (малом или боль- шом) зафиксирован механизм. Эти осо- бенности наиболее существенно проявляются при переходе в другую область. Если заедание штока произошло в области Б (рис. 13.3), изменение управляемости наблюдается при наборе высоты и снижении. Причем в первом случае управление будет затяжеляться по сравнению с обычным, а во втором — облегчаться. Изменение скорости сказываться на управляемости^ не будет до перехода в область Г. При заедании штока исполнительного механизма в области Г как изменение скорости, так и изменение высоты будут влиять на управляемость. Уменьшение скорости приведет к затяжелению уп- равляемости , а увеличение — к облегчению. Тольк'о при отказе в области А (большое плечо АРУ) возмо- жен полет без перехода в. другие области вшлоть до посадки. В этом случае, когда механизм АРУ находится на большом плече, на больших дозвуковых скоростях, на малых и средних высотах (в данном случае менее 5 км), появляется опасность непроизволь- ной раскачки самолета. Это особенно опасно, если отказ своевре- менно не был обнаружен летчиком. Раскачка вызывается умень- шением Х*У и PJV и происходит из-за того, что, ощутив повышен- ную реакцию самолета на отклонение ручки управления, летчик инстинктивно чрезмерно отклоняет ее в противоположную сторону, например на себя. Самолет интенсивно увеличивает угол тангажа, и летчик снова инстинктивно и чрезмерно отдает ручку от себя, причем вследствие естественного запаздывания собственной реак- ции, свойств самолета и системы управления делает это со сдви- гом по фазе по отношению к колебаниям самолета. Амплитуда колебаний при этом все время увеличивается, и самолет может выйти на недопустимую перегрузку. Пытаться парировать рас- 306 k?4iky отклонением ручки ни в коем случае не следует. При появлении первых признаков раскачки самолета летчик дол- жен немедленно прекратить борьбу с колебаниями и зафиксиро- вать ручку в положении, близком к нейтральному. После прекра- щения колебаний необходимо уменьшить скорость полета. -С этой целью надо плавно уменьшить обороты двигателя и при необходи- мости очень плавиым отклонением ручки перевести самолет в на- бор высоты. При этом не рекомендуется выпускать тормозные щитки и резко убирать газ, так как это приведет к появлению дополнительных моментов, которые могут вызвать интенсивное резкое отклонение ручки летчиком и последующую рас- качку. При отказе АРУ в области В или вблизи нее шток зафикси- руется на малом плече или в положении, близком к нему. В этом случае по мере уменьшения скорости полета управление самоле- том становится более тяжелым по сравнению с обычным. Перейдя на ручное управление плечом исполнительного механизма, если оно конструктивно предусмотрено, летчик может регулировать плечо АРУ в соответствии со скоростью и высотой полета. При подходе к области А необходимо установить большое плечо и вы- полнять посадку обычным способом. Когда перевод плеча АРУ вручную конструктивно не преду- смотрен или вследствие отказа невозможен, период пилотирова- ния с «затяжеленным» управлением может быть сокращен, если выход из области В (т. е. торможение до скорости, необходимой для захода на посадку) будет осуществляться непосредственно перед приходом в район аэродрома. Посадка при этом имеет ряд особенностей. Скорость полета должна быть несколько увеличена по сравнению с обычной, так как потребные отклонения стабилизатора при этом меньше. Вслед- ствие того что диапазон отклонения стабилизатора на малом пле- че АРУ ограничен, может оказаться невозможным вывести само- лет на нормальный посадочный угол тангажа перед приземле- нием, особенно при крутом планировании. Планировать следует по пологой глиссаде и выравнивание выполнять плавно, начиная его с большей, чем обычно, высоты. При этом приземление будет выполняться на повышенной скорости и сопровождаться увеличе- нием длины пробега. При нарушении герметизации шлангов системы подвода дав- ления к управляющему блоку автоматики АРУ возможно неожи- данное изменение плеча исполнительного механизма, сопровож- дающееся изменением перегрузки. Своевременно парировав воз- никший момент, летчик может удержать самолет и затем пилоти- ровать его, используя ручное управление АРУ. Изменение плеча АРУ» не соответствующее заданному закону, может произойти также при закупорке статической проводки от ПВД, например, при замерзании конденсата в системе на боль- шой высоте полета. 307 Чтобы своевременно обнаружить неисправность Автоматики АРУ и предотвратить нежелательные последствия, летчик должен периодически контролировать работу автомата по соответствую- щему индикатору. Это особенно важ'но при разгоне самолета на малых и средних высотах. § 13.2. ПОВЕДЕНИЕ САМОЛЕТА И УПРАВЛЕНИЕ ИМ ПРИ ОТКАЗЕ АВТОМАТА ДЕМПФИРОВАНИЯ Особенности компоновки современных самолетов, а также ши- рокий диапазон изменения режимов полета привели к необходи- мости включения в систему управления ряда полуавтоматических устройств. К таким устройствам относятся, в частности, демпферы колебаний. Они позволяют искусственно повысить демпфирующие свойства самолета. Обычно в демпфировании нуждаются колеба- ния самолета так называемого короткого периода, которые лет- чик иногда не IB состоянии погасить с помощью органов управ- ления. В этом случае на помощь ему приходит демпфер. Суть ра- боты демлфера была рассмотрена в главе 11. Как и 'всякое автоматическое устройство, демпферы могут от- казывать в работе. Характерными являются отказы, приводящие к колебаниям руля либо к его одностороннему отклонению. Меха- низмы демпферов при полном ходе перемещают рулевые поверх- ности сравнительно на небольшую величину (не более 5°), поэто- му при их отказе управление самолетом сохраняется. Однако Чтри отказе демпфера тангажа, приводящем к уводу руля, неожиданно создаётся момент, приводящий к непроизвольному изменению пе- регрузки. Отказ демпфера крена вызывает накренение самолета. При уводе руля направления отказавшим демпфером рыскания возникает неожиданное скольжение, а также накренение самолета. При маневрировании с перегрузками или углами атаки, близ- кими к максимально допустимым, неожиданный отказ демпфера может привести к их превышению. Реакция самолета на отклонение руля при отказе демпфера зависит в значительной степени от эффективности соответствую- щего руля на данном режиме полета. Так, например, реакция самолета на отказ демпфера тангажа наиболее сильна на режимах, где требуются наименьшие откло- нения стабилизатора для создания единицы перегрузки. По- скольку Л = - С ЧУ^-^Уг.п т: к таким режимам, очевидно, относится полет на большой дозву- ковой скорости и на малой высоте, когда коэффициент подъемной силы, потребный для горизонтального полета, уже достаточно мал, а коэффициент ап еще не успел увеличиться вследствие сме- щения фокуса самолета назад. Следует отметить, что на возни- кающее вследствие отказа демпфера вращение самолета летчик 308 реагирует инстинктивно, практически без запаздывания, поэтому забросы перегрузки и изменения углового положения самолета обычно бывают небольшими. Однако последующее пилотирование самолета может быть усложнено, особенно пр-и неправильных дей- ствиях. Если самолет на данном режиме имеет - недостаточный за<пас устойчивости и недостаточное аэродинамическое демпфирование, то стремление вернуть самолет к исходному режиму может сопро- вождаться его колебаниями, а в некоторых случаях появляется возможность раскачки. Из-за остановки што'ка в крайнем поло- жении меняется балансировочное положение ручки или педалей, поэтому для выдерживания режима летчику приходится прикла- дывать усилия. При снятии усилий механизмом триммерного эффекта и при последующем выключении демпфера снова могут появиться уси- лия, но уже обратного направления, так как обычно при выклю- чении шток демпфера возвращается в нейтральное положение. Таким образом, при отказе демпфера летчик после парирова- ния рывка должен распознать отказ, выключить демпфер, снят,ь усилия с органов управления, уйти с режима пониженной устой- чивости и при дальнейшем пилотировании учитывать отсутствие демпфера. На рис. 13.4 изображены изменение угла крена у и отклонения ручки и элеронов хэ, Ъэ пр'И одностороннем уводе раздвижной тя- ги .КрАу отказавшим демпфером крена, полученные в летном экспе- рименте, когда летчик после отказа не выключил демпфер и не снял усилия с ручки управления. После отказа демпфера крена раздвижная тяга Л:РАУ заняла крайнее положение, что привело к отклонению элерона на 5°. Лет- чик своевременно парировал вращение самолета отклонением руч- ки хэ и устранил крен. Однако 'затем о-н ослабил усилия на ручке и тримм'ирующий механизм перевел ее в нейтральное положение. Это снова привело к кренению самолета, поскольку положение ручки, соответствующее нейтральному положению элеронов, из- менилось. Летчик снова отклонил ручку, парируя кренение, и лишь через 7—8 с после отказа установил ее в новое балансиро- вочное положение, отличающееся от нейтрального примерно на 65 мм. Иногда допускается и иная ошибка. Правильно восстановив ис- ходный режим полета, летчик снимает триммером (возшжише вследствие перебалансировки усилия с органа упра1вЛ'ения и лишь затем выключает отказавший демпфер. В этом случае раздвиж- ная тяга демпфера становится в нейтральное положение и откло- нение рулей резко изменяется на величину, соответствующую ,по- ловвне хода тяги демпфера, вследствие чего самолет снова полу- чит импульс на вращение. Другой вид отказа демлфера может вызвать колебания соот- ветствующего руля. Такое явление возникает при обрыве обрат- 309 Хрду| MM 5 О -5 ppad 20 10 8э,град 5 О -5 -10 Хэ,мм 50 О "50 •* 100 *РАУ iJ\/\/\/W4%A^/V^^ 8Э -^j\fV^(j\^^ 8 10 12 14 t,C Рис. 13.4. Изменение угла крена f> отклонения ручки *э и эле- ронов 8Э при одностороннем уводе раздвижной тяги *рду отказавшим демпфером крена \^г .л Рис. 13.5. Изменение угловой скорости самолета и отклонения соответствую- щего руля при обрыве цепи обратной связи демпфера 310 ной связи. При исправной работе демпфера в случае воздействия какого-либо возмущен'ия изменения угловой скорости и отклоне- ния соответствующего руля будут происходить так, как показано на рис. 13.5 сплошными линиями. Нормально работающая цепь об- ратной связи обусловливает пропорциональность между величи- ной угловой скорости и отклонением руля. При обрыве обратной связи нарушается эта пропорциональность: руль будет отклочнять- *PAYf ММ -5 -10 f,zpad 10 О -10 -20 5&град 5 О -5 -/О л ?, ММ 50 О -50 400 ХрАУ :—^ААЛДДДДД ^^^^^^ir^^^ 8 10 12 ttt Рис. 13.6. Пример изменения угла крена f» отклонений элерона 8Э и раздвижной тяги -*рду при обрыве цепи обратной связи в канале демпфера крена ся на всю величину, контролируемую демпфером, независимо от величины угловой скорости и удерживаться в этом положении до тех пор, шжа углоъая скорость в процессе колебаний не станет равной -нулю. При перемене знака угловой скорости в процессе колебашй произойдет резкая перекладка руля в пределах хода демпфера в противоположную сторону (штриховая линия на рис. 13.5). Вслед- ствие этого увеличивается частота колебаний и ухудшается зату- хание колебаний, а при близости, собственных частот колебаний 311 самолета и демшфера могут возииюнуть незапухающие колебания. Пример таких колебаний самолета из-за обрыва обратной связи в канале демпфера крена приведен на рис. 13.6. Запись параметров движения самолета на этом рисунке показывает, что частота воз- никших колебаний вели;ка и составляет примерно 1 Гц. Та-кие ко- леба-ния летчик парировать не может, поскольку они превышают частоту 0,5 Гц (т. е. одно колебание в 2 с), являющуюся практи- чески предельной по его физиологическим возможностям. Обрыв цепи обратной связи демпфера рыскания может ока- заться опасным на современных самолетах со стреловидными и треугольными крыльями, у которых характеристика боковой ус- тойчивости * может достигать больших значений. В этом случае рысканиям с амплитудой по углу скольжения 2—3° могут сопут- ствовать колебания крена с амплитудой 30—35°. Попытки летчика предотвратить раскачку с частотой более 0,5 Гц могут привести к увеличению амплитуды вплоть до переворота самолета «на спину». Прекратить возникшую раскачку в данном случае можно только отключением автомата демпфирования. Возможна раскачка самолета и при исправной работе демп- фера в результате ошибочных действий летчика, связанных с рез- ким отклонением ручки. Так, например, если при отклонении ста- билизатора летчик приложит чрезмерно большое усилие к ручке управления и отклонит ее с большой скоростью, быстродействие гидроусилителя в некоторых случаях может оказаться недоста- точным. Он не успеет отработать управляющий сигнал и произой- дет «утыкание» золотника в гидроусилителе. При этом продоль- ная нагрузка на демпфер тангажа может оказаться достаточно большой, что приведет к «защемлению» раздвижной тяги демп- фера. Однако «утыкание» золотника не приводит к «бездействию» гидроусилителя. Стабилизатор будет отклоняться с максимально возможной скоростью. Достигнув желаемой величины перегрузки и угловой скорости тангажа, летчик ослабит усилие на ручку уп- равления. Раздвижная тяга демпфера освободится и отклонит («выстрелит») стабилизатор в обратную сторону на величину, пропорциональную угловой скорости. Если для восстановления последней летчик так же энергично будет действовать ручкой, как вначале, возможны повторения ситуации и вследствие запаздыва- ния реакции летчика, последующая раскачка самолета по тан- гажу. Как было указано выше, отказы демпферов колебаний опасны при полете на малой высоте с большой дозвуковой скоростью вследствие большой эффективности рулей на этих режимах. Кро- ме того, положение усугубляется близостью земли. § 13.3. ПОВЕДЕНИЕ САМОЛЕТА ПРИ ОТКАЗЕ ГИДРОУСИЛИТЕЛЯ Все современные маневренные самолеты имеют управляемый стабилизатор. При проходе скорости з'вужа вследствие смещения назад центра давления на управляемом стабилизаторе изменяется 313 знак шарнирного момента. Кроме тбго, величина шарнир'Нйго мо- мента меняется в широких пределах и достигает больш'их вели- чин. Эти факторы вынудили конструкторов отказаться от обра- тимой схемы в продольном управлении. В необратимой схеме управления гидроусилитель полностью воспринимает все усилия, идущие от руля. Чувство управления создается искусственно с помощью загрузочных устройств. Обеспечение надежности управления идет по пути дублирова- ния ка,к отдельных агрегатов, так и целых систем. В последнем случае могут быть двойные и тройные гидросистемы, двухка- мерные гидроусилители и т. д. Поведение самолета при отказе управления в значительной степени обусловлено режимом полета и балансировкой. Наиболее неблагоприятные условия создаются при отказах, со- провождающихся уводом руля или заклиниванием системы уп- равления. В этих случаях самолет приобретает угловое враще- ние в соответствии с отклонением рулевой поверхности либо с по- ложением ее в момент заклинивания. Ц некоторых конструкциях золотников возможно появление He- герметичности вследствие износа. Это приводит к перетеканию смеси и отклонению руля помимо воли летчика. Уход самолета с режима летчик парирует отклонением органа управления. Однако явление повторяется. Такой отказ воспринимается летчиком как подергивание или вождение ручки управления или педалей. Иногда возникает временное заедание золотника бустера, вы- званное попаданием мелких твердых частиц в гидросмесь. Такое заедание, как правило, может ~быть ликвидировано летчиком при- ложением усилий к управлению и может быть им даже не заме- чено. Однако при полете на самолете с двойным управлением, когда на борту находятся два летчика, увод руля и отклонение самолета вследствие временного заедания золотника могут вос- приниматься каждым из летчиков как преднамеренное действие другого. В этом случае запоздалое вмешательство в управление может привести к недопустимым превышениям перегрузки. За- едание золотника в продольном канале управления в подобном случае может восприниматься летчиками как «подхват». За отказ в системе продольного управления может иногда при- ниматься так называемое «утыкание» ручки, или, как иногда го- ворят, «стенка». Это возможно при перемещении ручки управле- ния с большой скоростью. Мощность гидроусилителя в этом слу- чае может оказаться недостаточной для обеспечения соответст- вующей скорости перекладки руля. Ручка как бы «утыкается» в препятствие. На некоторых самолетах встречается такой недостаток, ка/к нехватка мощности гидроусилителя для преодоления шарнирного момента стабилизатора. Наиболее неблагоприятный режим с этой точ1Ки зрения — большая приборная скорость на малых и средних высотах. Шарнирный момент при этом максимальный. Он может еще более увеличиться при выпуске на этом режиме -воздушных 313 тормозов. При отказе одной из гидросистем мощность гидроусили- теля уменьшается и возможно возникновение этого явления. Лет- чик, стремясь при разгоне ИЛ1И при выпуске воздушных тормозов удержать самолет «по горизонту», вдруг ощущает упор — ручка дальше не идет, а самолет начинает набирать высоту. Это проис- ходит из-за превышения шарнирным моментом располагаемой мощности гидроусилителя. При уменьшении скорости упор исче- зает. Это явление представляет особую опасность на самолетах, где применяется дифференциальное отклонение стабилизатора для поперечного управления. Ввиду неполной симметричности шарнирных моментов левой и правой ПОЛОБЙИ стабилизатора упор проявляется на одной половине, а другая продолжает отклоняться, что приводит к вращению самолета вокруг продольной оси. В этом случае необходимо немедленно уменьшить скорость уборкой РУД, не выпуская воздушных тормозов. При отказе одной из гидросистем следует строго соблюдать ограничения, предусмотренные инструкцией. § 13.4. ПОВЕДЕНИЕ САМОЛЕТА И УПРАВЛЕНИЕ ИМ ПРИ ОТКАЗЕ МЕХАНИЗМА ТРИММИРОВАНИЯ Для снятия усилий с ручки управления на установившихся ре- жимах полета применяются специальные механизмы триммирова- ния. Фактически механизм триммирования перемещает «нуль» пру- жины, т. е. положение ручки, при котором усилия равны нулю. Если к ручке не прикладывать усилий, она будет перемещаться при изменении положения механизма триммирования. Управление механизмом триммирования осуществляется тумблером или га- шеткой. Если в систему по какой-либо причине поступит электри- ческий сигнал помимо воли летчика, он воспримет это как увод ручки. Самолет до вмешательства летчика в управление может приобрести угловую скорость вращения. Для удержания ручки в балансировочном, положении могут потребоваться большие уси- лия. Рассмотрим два предельных случая — увод механизма в край- ние положения «на себя» и «от себя». При отказе, приводящем к уводу механизма триммер-ного эф- фекта в положение полностью «на себя», летчику для балаиси- ровки самолета и выдерживания нужного режима приходится все время прикладывать давящие усилия. При уменьшении скорости эти усилия будут уменьшаться, так ка-к балансировочное положе- ние ручки в этом случае на устойчивом по скорости самолете пе- реместится в положение «на себя». На большинстве самолетов выпуск закрылков при-водит к появ- лению пикирующего момента, требующего отклонения руч'ки на себя, вследствие чего давящие усилия еще уменьшатся. При за- ходе на посадку, по мере уменьшения скорости, на выравнивании и выдерживании надо все больше отклонять ручку управления 314 на себя, следовательно, давящие усилия будут уменьшаться и спо- собствовать необходимому отклонению стабилизатора. Учитывая сказанное, нетрудно понять, что отказ механизма трим- мирования с уводом в положение «от себя» значительно больше затрудняет пилотирование. В процессе уменьшения скорости при заходе на посадку и во время посадки тянущие усилия все время будут возрастать. В этом случае не удастся создать нормальный угол тангажа и приземление произойдет на повышенной скоро- сти, а на некоторых самолетах придется садиться с убранными за- крылками, если они вызывают значительный пикирующий момент. § 13.5. ПОВЕДЕНИЕ САМОЛЕТА И УПРАВЛЕНИЕ ИМ ПРИ ОТКАЗЕ ДЕМПФЕРОВ СУХОГО ТРЕНИЯ При полете на трансзвуковой скорости может неожиданно воз- никнуть тряска самолета. Причиной ее появления может быть от- каз демпферов сухого трения. Возбудителем тряски самолета в этом случае являются ко- лебания стабилизатора, эле- ронов или руля направле- ния. Физическую сущность этого явления рассмотрим на примере колебания эле- ронов. При трансзвуковой ско- рости полета на верхней и нижней поверхностях крыла скачки уплотнения распо- ложены примерно так, как показано на рис. 13.7, а. Отклонение элерона вниз приводит к дальнейшему ускорению потока на верх- ней поверхности и к усиле- нию верхнего скачка уплот- отклонен нения. Мощный скачок уплотнения вызывает отрыв пограничного слоя позади элерона и соответствующее изменение давления в обла- сти его верхней поверхности (рис. 13.7, б). В результате появ- ляется шарнирный момент, направленный на восстановление пб- ложения руля. Аналогично на руль, отклоненный вверх, действует шарнирный момент, отклоняющий руль вниз и возникающий в ре- зультате низкого давления, обусловленного интенсивным нижним скачком уплотнения. Передача возмущений потока при отклоне- нии элерона происходит против движения воздуха, протекающего со скоростью, близкой к звуковой. Вследствие этого перестроение потока, отрыв пограничного слоя и изменение давления происходят с запаздыванием относительно отклонения элерона. В момент, 315 Рис. 13.7. Изменение положения скачков уплотнения при отклонении элерона: а — элерон в нейтральном положении; б — элерон когда элерон переходит через нейтральное положение, восстанав- ливающцй момент продолжает действовать в направлении враще- ния элерона. Возникновению колебаний в рассматриваемом слу- чае способствует упругость проводки управления между гидроуси- лителем и рулем. Таким образом, колебания могут усиливаться вследствие при- тока энергии из потока, что может привести к колебаниям с воз- растающей амплитудой. Колебания рулевой поверхности передаются на конструкцию самолета. В результате возникает тряска самолета. Частота коле- баний зависит от жесткости конструкцию- Начало такой тряски связано с подходом скачков уплотнения к передней кромке рулевой поверхности, а положение ска-чка прак- тически однозначно связано с числом М полета. В связи с этим рулевая тряска на самолете может возникать на строго опреде- ленном числе М полета. Теоретически, если летчик не уберет РУД, а будет продолжать увеличивать скорость, тряска должна прекра- титься при некотором числе М, соответствующем положению скач- ка у задней кромки руля. Однако продолжительная и усилива- ющаяся тряска может привести к разрушению конструкции. При попадании в такую тряску необходимо ка;к можно быстрее умень- шить скорость полета. Колебания руля направления обычно воз- никают на дозвуковой скорости при М«0,85ч-0,95. Иногда тряска, вызываемая рулем направления, не замечается летчиком. При больших скоростных напорах, т. е. на малой высоте, интенсив- ность тряски значительно возрастает и попадание в нее более опасно. Для борьбы с тряской применяются демпферы сухого трения. Иногда могут применяться гидравлические демпферы. Демпферы сухого трения обычно устанавливаются на тягах управления вбли- зи крепления руля, создают дополнительное трение в этой части управления и поглощают энергию потока, чем предотвращают ко- лебания руля. В процессе эксплуатации возможно уменьшение силы трения демпферов. В этом случае интенсивность тряски будет тем боль- ше, чем сильнее ослаблено трение демпферо-в. РАЗДЕЛ III ПОВЕДЕНИЕ САМОЛЕТА НА РАЗЛИЧНЫХ ЭТАПАХ ПОЛЕТА И УПРАВЛЕНИЕ ИМ ГЛАВА 14 ВЗЛЕТ И НАБОР ВЫСОТЫ § 14.1. ОСОБЕННОСТИ ДВИЖЕНИЯ САМОЛЕТА ПО ЗЕМЛЕ. ВЗЛЕТ Движение самолета по земле в процессе взлета и посадки имеет ряд существенных особенностей по сравнению с движением мУг.к X Уп.к Рис. 14.1. Силы, действующие на самолет при его движении по земле со скольжением в воздухе. Кроме обычных сил и моментов на самолет действуют еще силы реакции земли — нормальная /V, продольная (тангенци- альная) F и боковая ZK и их моменты относительно центра тя- жести (ррс. 14.1). Самолет не имеет свободы вращения относи- 317 тельно продольной оси и перемещения вдоль оси Оу\, а при раз- беге на трех точках или на велосипедном шасси также и свободы вращения относительно оси Oz\. В первой половине разбега аэродинамические силы сравни- тельно малы и рули неэффективны. Движение в процессе разбе- га и пробега неустановившееся. Все перечисленные особенности движения самолета по земле накладывают существенный отпечаток на его устойчивость и управ- ляемость, требуют принятия специальных конструктивных мер для их обеспечения и повышенного внимания летчика, чтобы учиты- вать указанные особенности при управлении самолетом. Взлет современных самолетов состоит из двух основных эта- пов: разбега и разгона после отрыва от земли. Взлету всегда предшествует руление. 1. Руление Искривление траектории (разворот) самолета в процессе ру- ления происходит под действием боковых сил трения колес ZK, которые возникают при повороте самолета вокруг вертикальной оси на угол скольжения р (рис. 14.1). Управление поворотом самолета относительно центра тяжести при рулении осуществляется, как известно, с помощью переднего колеса или асимметричного торможения главных колес. Асиммет- ричная тяга двигателей, разнесенных по размаху, ввиду большого времени приемистости используется редко, главным образом при рулении по скользкому грунту, когда тормоза и переднее колесо малоэффективны. Управление с помощью тормозов требует экономного их ис- пользования для предотвращения перегрева и повышенного из- носа. Для этого необходима точная дозировка тормозного момента короткими импульсами торможения, чтобы не допустить колеба- тельных движений самолета по курсу. При рулении по скользкой поверхности (мокрый бетон, голо- лед) следует проявлять особую осторожность, так как начав- шееся вращение самолета трудно^ парировать ввиду малых боко- вых сил трения и создаваемых ими боковых моментов. Руление на повышенных скоростях допустимо только по пря- мой и вдали от препятствий, так как развороты в этом случае возможны только с большим радиусом. 2. Разбег 'Чтобы с момента начала движения ускорение было наиболь- шим, перед началом разбега, как правило, колеса полностью за- тормаживаются и двигатели выводятся на максимальный или форсажный режим, после чего тормоза отпускаются. До скорости 100—110 км/ч самолет практически не реагирует на отклонение руля направления. Поэтому в начале разбега на- 318 правление следует выдерживать управляемым передним колесом, а при его отсутствии —асимметричным торможением главных ко- лес. Последнего по возможности следует избегать, так как оно увеличивает длину разбега и может вызвать колебания рыскания. При дальнейшем увеличении скорости руль направления стано- вится эффективным. 'Его потребные отклонения, сначала большие, постепенно уменьшаются. Путевая устойчивость движения самолета по земле зависит от боковых сил трения главных колес 2г.к, переднего колеса Zn.K, бо- ковой аэродинамической силы Z и моментов этих оил относитель- но центра тяжести самолета. На малых скоростях на путевую устойчивость влияют в ос- новном боковые силы трения Zr.K и Zn.K. Боковые силы трения главных колес расположены позади центра тяжести и потому создают стабилизирующий момент МУг к, стремящийся устранить угол скольжения (3. Боковая сила трения переднего колеса создает дестабилизирующий момент Му^ к, стре- мящийся увеличить угол скольжения. Именно поэтому переднее колесо (неуправляемое) и делается свободно ориентирующимся, чтобы уменьшить силу Zn.K и ее момент Му^ к практически до нуля, повысив тем самым устойчивость движения самолета по земле. Продольная устойчивость самолета при разбеге на главных колесах несколько хуже, чем при движении в воздухе, особенно в начале движения на главных колесах. Объясняется это деста- билизирующим влиянием изменений сил реакции земли при из- менении угла атаки. Поясним это с помощью рис. 14.2, на кото- ром изображена схема сил, действующих на самолет при разбеге на главных колесах. Сила нормальной реакции N вместе с подъемной силой У урав- новешивают силу тяжести самолета G (вертикальной составляю- щей силы тяги Py = Psina пока будем пренебрегать): Y + N=G. Отсюда величина силы N определяется как разность сил О и У: УУ=0-Г. Сила трения F ратана произведению коэффициента трения / на величину силы N: F = j(G-Y). (14.1) Пусть, например, угол атаки самолета по какой-то случайной причине увеличился на Да. При этом подъемная сила возрастет на величину ДУ, а нормальная реакция уменьшится на ту же величину Д.У = —ДУ, Изменение нормальной реакции ДМ будет направлено .вниз и на плече а создастся дополнительный момент от- 319 HOcftfejibHO центра тяжести AM^A-Va, Направленный на кабриро- вание, который будет способствовать дальнейшему увеличению угла атаки, уменьшая тем самым продольную устойчивость. Изменение силы трения А/7 = fAN = —/ДУ направлено в проти- воположную по отношению IK F сторону и то-чно так же будет соз- давать дополнительный дестабилизирующий момент &Mz=AFb. Поэтому и в момент подъема переднего колеса, и .в первые се- кунды движения на главных колесах продольная устойчивость са- молета понижена. По мере дальнейшего увеличения скорости силы реакции земли N и F быстро уменьшаются и продольная ус- тойчивость улучшается. Рис. 14.2. Схема сил, действующих на самолет, при увели- чении угла атаки на разбеге Подъем переднего колеса у современных самолетов осущест- вляется на скоростях 150—300 км/ч. При этом, во-первых, ско- рость должна быть достаточна для необходимой эффективности стабилизатора, во-вторых, для достижения минимальной длины разбега необходим некоторый оптимальный угол атаки, при кото- ром ускорение разбега максимально. При увеличении угла атаки лобовое сопротивление возрастает и несколько уменьшается горизонтальная составляющая силы тя- ги. Но при этом вследствие увеличения подъемной аилы и вер- тикальной составляющей тяги Psina уменьшается сила реакции земл'И N (рис. 14.2), а следовательно, и сила трения F. С учетом всех этих факторов оптимальный угол атаки при разбеге по бетонной ВПП составляет 2—3*. Поэтому разбег для сокращения его длины выгодно выполнять на трех точках, а под- нимать переднее колесо только перед самым отрьгвом, за 30— 40 км/ч до достижения скорости отрыва. Такой способ разбега прост по выполнению, так как не тре- бует точного выдерживания угла тангажа. Он обеспечивает ми- нимальную длину разбега и хороший обзор вперед. Недостатком его является большая нагрузка на колеса, особенно на переднее. Поэтому на тех самолетах, у которых допустимая скорость для переднего колеса ограничивает выполнение разбега на трех точ- ках, переднее колесо поднимается, как только стабилизатор ста- 320 новится достаточно эффективным. При этом оно лишь немного отделяется от земли, и в таком положении выполняется разбег. По достижении скорости, на 20—30 км/ч меньшей скорости отрыва, не- обходимо плавно, но достаточно быстро увеличить угол атаки. Нужно следить, чтобы он не превысил предельного значения. Разбег с боковым ветром зна- чительно сложнее, чем разбег в безветрие. Боковой ветер, имеющий ско- рость W, создает несимметричное обтекание самолета воздухом, т. е. ft w скольжение на угол р = — (рис. 14.3). Вследствие скольжения возникает кренящий момент МХг , особенно большой у самолетов со стреловидным или треугольным крылом на больших углах атаки. Этот момент уравновешивается до- полнительными реакциями главных колес Д-?л и ДА/п, которые на пле- че с создают противодействующий момент. Вследствие изменений сил нормальных реакций ДЛ^л и A-Vn изменяются и силы трения на ве- личину Д/^ и Д/^п, направленные в противоположные стороны и соз- дающие момент My , разворачиваю- щий самолет по ветру (в данном случае влево). Вместе с тем боковая аэроди- намическая сила Z, возникающая вследствие скольжения и прило- женная позади центра тяжести са- молета, создает аэродинамический путевой момент Му^ стремящийся развернуть нос самолета против вправо). Рис. 14.3. Силы и моменты, дейст- вующие на самолет при боковом ветре ветра (в данном случае Какой из этих двух моментов будет больше, зависит от кон- кретной компоновки самолета. У самолетов с большой поперечной устойчивостью (со стреловидным или треугольным крылом, с верх- ним расположением крыла) и относительно малой эффективностью вертикального оперения превалирующим будет момент Мук. Та- кой самолет при разбеге будет проявлять тенденцию к развороту по ветру (пример — самолет М|иГ-21). У самолетов, обладающих малой поперечной устойчивостью (с прямым крылом, нижним 321 расположением крыла) «и относительно большой эффективностью вертикального оперения, превалирующим оказывается момент Му При разбеге такой самолет будет проявлять тенденцию к разво- роту против ветра. Для борьбы с моментом МУк -необходимо прежде всего устра- нить его причину, т. е. отклонением ручки управления против вет- ра создать поперечный момент, уравновешивающий момент крена от скольжения Му . Пр'И этом тенденция самолета к развороту по ветру прекратится. Для борьбы с моментом Му прежде всего необходимо откло- нить педали по ветру для непосредственного уравновешивания момента Му моментом от руля направления. Практически получается, что у всех самолетов, но в несколь- ко разной степени при взлете с боковым ветром необходимо от- клонять ручку управления против ветра. Педали в зависимости от конкретной гомпоно'вки самолета отклоняются по ветру или ста- вятся практически .нейтрально. По мере роста скорости на разбеге эффективность рулей воз- растает и их отклонение постепенно уменьшается, достигая к мо- менту отрыва положения, близкого к нейтральному. Бели боковой ветер слишком велик, то полного отклонения эле- ронов и руля направления может оказаться недостаточно, и тогда прямолинейный разбег становится невозможным. По этой причине вводится ограничение возможности взлета по скорости бокового ветра, что также зависит от конкретной компоновки самолета. Для каждого типа самолета определена своя максимально допустимая при взлете скорость бокового ветра. 3. Управление самолетом при отказе двигателя на разбеге При отказе двигателя на разбеге самолета с одним двигателем летчик должен принять решение на дальнейшие действия: остать- ся в самолете и использовать все средства торможения или ката- пультироваться. Очевидно, катапультирование'имеет смысл, лишь тогда, когда катапультное устройство обеспечивает спасение лет- чика при покидании самолета на разбеге, а скорость достигла ми- нимально необходимой величины для своевременного наполнения парашюта (около 130—140 км/ч). С другой стороны, если отказ двигателя произошел в начале разбега и применение аварийного торможения гарантирует оста- новку самолета до конца ВПП или полосы безопасности, то в этом случае катапультирование нецелесообразно даже в том случае, когда оно обеспечивает опасение летчика. В зависимости от режи- ма работы двигателя, веса самолета, длины полосы, температуры и давления можно определить критическую скорость VKp» до кото- рой при прекращении взлета обеспечивается торможение в пре- делах полосы безопасности (рис 14,4). Н;а б&дыпих скоростях, 322 если система катапультирования обеспечивает спасение и если после полосы безопасности имеются препятствия, следует поки- нуть самолет. Выполнение взлета на форсажных режимах позволяет иметь большие дистанции на случай прекращения взлета. Резерв вр^еии Ли/*"» w *•*»«--- ^- 0ПП принятия решения и начала торможения Рис. 14.4. Определение критической скорости разбега самолета с одним двига- телем При асимметричном отказе двигателей на" са- мо лете с двумя (и. более) двигателями кроме умень- шения ускорения появляется еще и разворачивающий момент в сторону отказавшего двигателя (рис. 6.16). жУр==(Я+ддв^дв. При высокой тяговооружешости самолета и большом удалении двигателя от продольной оси самолета асимметричный отказ дви- гателя особенно опасен. Задача летчика — удержать самолет от раз-ворота и сохранить прямолинейное движение вдоль оси ВПП. Уравновесить разворачивающий момент можно с помощью не- симметричного торможения колес, отклонением переднего управ- ляемого колеса или отклонением руля направления. В некоторых случаях может потребоваться использование всех этих средств уп- равления одновременно. При этом необходимо учитывать, что эф- фективность руля направления по мере роста скорости увеличи- вается, а эффективность отклонения переднего колеса уменьшает- ся в<виду уменьшения нормальной реакции/а следовательно, и силы трения, действующих на переднее колесо. Поэтому иногда может о-казаться целесообразным отдать ручку от себя для уве- личения нормальной силы, силы трения и управляющего момента, создаваемого отклонением переднего колеса. Парируя разворот самолета, летчик должен оценить отказ и принять решение на продолжение или прекращение взлета. В 323 данном случае следует рассмотреть две скоро-сти: критическую скорость УКр, до которой .при прекращении взлета обеспечивается торможение в'пределах поло-сы безопасности, и скорость безопас- ного продолжения взлета при отказавшем двигателе Кбез. Разбег при одном отказавшем дви- гателе 1-впп Рис. 14.5. Определение скорости безопасного продолже- ния взлета при одном отказавшем двигателе Безопасная скорость продолжения взлета оценивается исходя из достаточности тяговооруженности для получения скорости отрыва вообще, достаточности тя- говооруженности для по- лучения скорости отрыва в пределах данной ВПП, достаточности эффектив- ности рулей для париро- вания разворачивающих и кренящих моментов от асимметрии тяги. На рис. 14.5 показан благоприятный случай, когда критическая ско- рость превышает скорость безопасного продолжения Рис. 14.6. Неблагоприятный случай соотноше- ния критической и безопасной скоростей полета при разбеге взлета при одном отка- завшем двигателе. 'В диа- пазоне СКОрОСТеЙ ОТ 1/без до Укр летчик может выбрать прекращение взлета или его продол- жение. Практически, если длина ВПП и полосы безопасности по- зволяет прекратить взлет, то его необходимо прекращать. Скорость безопасного 'продолжения взлета может оказаться по величине большей, чем критическая скорость прекращения взле- та, и большей, чем скорость отрыва самолета. Так, на самолетах с сильно разнесенными двигателями ско- рость безопасного продолжения взлета существенно превышает скорость отрыва самолета. До достижения этой скорости после 39Д отрыва эффективности рулей недостаточно для удержания само- лета от разворота и кренения. На р-ис. 14.6 в зоне от Укр до V^3 длины полосы безопасности недостаточно для прекращения взлета, а эффективность рулей не позволяет удержать самолет от разворота и кренения. При отказе двигателя в этой зоне необходимо покидать самолет катапульти- рованием. 4. Разгон после отрыва В первые секунды после отрыва полет происходит на сравни- тельно больших углах атаки и малых скоростях, когда попереч- ная управляемость обычно бывает пониженной. На самолетах со стреловидным или треугольным крылом параметр *, характери- зующий соотношение поперечной -и путевой устойчивости, на боль- ших углах атаки и малых скоростях иногда бывает завышенным, вследствие чего самолет легко входит в крен из-за небольшого скольжения. На таких самолетах после отрыва необходимо уде- лять особое внимание поперечному управлению, своевременно и быстро устранять появляющийся крен. При взлете с боковым ветром после отрыва начинается снос самолета. Для борьбы со сносом производится доворот против ветра, чтобы ввести поправку в курс и обеспечить прямолиней- ность полета в заданном направлении взлета. Если при этом будет допущено скольжение, то в первые секунды после отрыва, когда углы атаки большие и поперечная управляемость ухудшена, воз- можно заметное проявление взаимосвязи между продольным и бо- ковым движением, которое при неожиданном возникновении мо- жет оказаться опасным. На рис. 6.6 показаны в качестве примера кривые, характери- зующие изменение эффективности элеронов по углам атаки. Пусть, например, при взлете с бо-ковым ветром после отрыва на скорости 320 км/ч самолет был сбалансирован на угле атаки 14° в полете со скольжением при отклонении элеронов на угол 10° (то-чка 1). Допустим, что при дальнейшем полете с разгоном до скорости 360 км/ч летчику потребовалось уменьшить угол атаки до 11°, что он и выполнил небольшим движением ручки от себя. При этом без изменения положения элеронов коэффициент момента крена вслед- ствие увеличения эффективности элеронов возрос на величину Дтя-= 0,004 (рис. 6.6). Это приведет к появлению момента крена ДМя=Д/я/^-?/. При /-8 м, 5 = 25 м2, р = 0,125, V = 360 км/ч, О 125-1002 ДЛ1Л;=0,004'25-8-——?-----=500 кгм. Вследствие этого самолет неожиданно для летчика начнет крениться, несмотря на то, что летчик не изменял положения ручки управления по крену. Это обстоятельство необходимо учитывать и при взлете с боковым вет- ро<м — сразу после отрыва нельзя допускать энергичных эволюции, связанных с быстрым изменением угла атаки. 325 Вышеуказанные явления совершенно не наблюдаются при обычном прямолинейном взлете без резких эволюции. Поэтому даже при боковом 'ветре разгон после отрыва не представляет каких-л-ибо затруднений и считается одним из несложных эле- ментов полета. § 14.2. ОСОБЕННОСТИ ВЗЛЕТА В РАЗЛИЧНЫХ УСЛОВИЯХ. ВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ ФАКТОРОВ При взлете с мягкого, увлажненного или мокрого грунта, а также с заснеженных полос значительно увеличивается сила сопро- тивления (сила трения F), возникающая при деформации грунта колесами с об- в разованием глубокой колеи, и, следова- ус?-=7*Ш тельно, уменьшается ускорение самолета. Для уменьшения силы трения необходи- мо как можно раньше увеличить угол атаки до аотр и выполнять разбег сразу после подъема переднего колеса на этом угле атаки *. При этом сила F=f (и — Y) будет минимальной. Рис. 14.7. Взлет самолета с велоси- ПРИ взлете с переувлаж- , педным шасси ненного грунта в первой поло- вине разбега наблюдается тенденция самолета к рысканию, боковым коле- бательным перемещениям, а после подъема переднего колеса —к продольным колебаниям, затрудняющим выдерживание заданного угла атаки. При взлете со скользкой поверхности (гололед, мокрый бе- тон) требуется точное выдерживание направления в начале разбега из-за умень- шения коэффициента трения. Взлет самолета с велосипедным шасси имеет ряд существен- ных особенностей. Передняя и задняя опоры велосипедного шасси расположены примерно на одинаковом удалении от центра тяжести (рис. 14.7). Нагрузка на переднюю опору шасси составляет обычно около 45% веса самолета. Поэтому аэродина- мического момента, создаваемого отклонением руля высоты, недостаточно для подъема переднего колеса вплоть до скорости отрыва. Весь разбег до момента отрыва выполняется без подъема переднего колеса, а высота шасси подбирается такой, чтобы стояночный угол атаки самолета был равен углу атаки при отрыве. В процессе разбега летчик не может контролировать продольную баланси- ровку самолета. Поэтому ручка управления и триммер руля высоты (механизм триммерного эффекта) перед взлетом должны быть установлены в положение, обеспечивающее продольную балансировку самолета в момент отрыва, чтобы сразу после отрыва не появились моменты на кабрирование или пикирование, которые могут сильно усложнить взлет. Кроме того, для самолета с велосипедным шасси при взлете с боковым ветром важно особо тщательно соблюдать поперечную балансировку, чтобы не допускать перегруженности крыльевых опор, рассчитанных на сравнительно не- большое «поддерживающее» усилие. Силы, действующие на самолет при разбеге, показаны на рис. 14.8, а их изменение в процессе разбега — на рис. 14.9. Отметим, что тяга двигателя в несколько раз больше, чем сумма сил Q+F, и изменяется мало. Сила лобового сопротивления Q возрастает, а сила трения колес ? уменьшается по мере увеличения скорости. Их сумма Q + F изменяется тоже очень мало. Поэтому движение самолета при разбеге приближенно можно * ОптимальньТи угол атаки при разбеге пропорционален силе трения. Для этих условий он близок к аотр. 326 считать равноускоренным. Тогда длина1 разбега 1разб в зависимости от скорости отрыва 1/отр определяется по формуле 1/2 W = 27Tp* (R2) Так как подъемная сила равна силе тяжести самолета в момент отрыва (пока без учета составляющей тяги Ру), то 2G V2 = ' п о- (14.3) котр рСд, 5 v ' ОТ р P>Q,Fi ' •^^-_ р \т 1 \ р ____,> Ь-^г <^^^^< Г^ V Рх © ^С^р^ -0-/(0-n (14.5) а именно А/, •разб ^•разб А/7, 32? Влияние каждого слагаемого в отдельности зависит от тяговооруженности, точнее, от того, какой процент составляет каждое слагаемое от всей ускоряю- щей силы. Так, например, влияние изменений тяги для самолетов с тяговоору- р женностью р -= -тг =0,9ч-0,6 оценивается выражением ^?=_(и-1.2)^. *-разб -^ (14.6) Изменение температу плотность воздуха и тягу двигат ры наружного воздуха влияет на еля, что приводит к следующему изменению длины разбега: W Д?Разб_ . ДГ -0^ -.t^C — (Ot^ '-;»" 0,1) _• . Ьразб 1 W» Рис. 14.10. Влияние ветра рость отрыва на ско- Например, уменьшение абсолютной температуры на 30°, т. е. примерно на 10% по отношению к стандартной, вы- зывает уменьшение длины разбега са- молета с тяговооруженностью 0,9—0,6 на 32—34% по сравнению с длиной раз- бега в стандартных условиях (Т1=288°). Влияние ветра на длину разбега можно оценить, пользуясь формулой зависимости путевой скорости отрыва от продольной составляющей скорости ветра: Wjt=zW COS 6, где & — угол между направлением взлета и вектором скорости ветра (рис. 14.10). Очевидно, путевая скорость отрыва равна алгебраической сумме воздушной скорости отрыва и продольной составляющей скорости ветра: ^отр. пут = V'OTP + W* = Уотр + W cos s. При встречно-боковом или встречном ветре угол в > 90° и coss<^0. Путевая скорость отрыва будет меньше воздушной на величину Wx- В соответствии с формулой (14.2) получим приближенную зависимость AL разб ьразб =-=2; W^ ^ОТр' т. е. чем больше продольная составляющая скорости ветра и меньше скорость отрыва, тем большее влияние оказывает ветер на длину разбега. Более точные расчеты дают результаты, приведенные в табл. 14.1. Таблица 14.1 Ветер Отношение величин встречный попутный .цу 17 —0,15 —0,10 —0,05 0,05 0,10 0,15 ^отр Д^раэб —0,28 —0,19 -0,10 0,10 0,21 0,32 ^•разб Влияние уклона ВПП на длину разбега можно оценить, используя формулу (14.6), считая? что продольная составляющая силы тяжести (/sinО 328 увеличивает или уменьшает силу тяги. При этом можно считать, что sin 6= в в радианах: Д/Фа^ G0 U-7-1.2 в° ^ /1 1 • 1 О \ ------------ =(],]_ \,2)-р- ~ ------—------ • ------. /-разб -Р о/,о JA Учитывая, что в формуле (14.6) коэффициенты 1,1 и 1,2 рассчитаны для тяговооруженностей 0,9 и 0,6 соответственно, получим l_?f!5 zr (0,021 -4- 0,035) 0°. ^разб Таким образом, при тяговооруженности 0,9 каждый градус уклона ВПП дает изменение длины разбега на 2,1%, а при тяговооруженности 0,6 — на 3,5%. Влияние высоты аэродрома над уровнем моря на длину разбега проявляется через зависимость плотности воздуха и тяги двигателя от высоты. Для малых высот эту зависимость можно представить в следующем виде: -^ = — 0,122 ЛЯ км; Р ДР = _ о,()7Ц ЛЯ км. Учитывая эти соотношения, из формул (14.4) и (14.6) найдем д^разб ЛР д^ _?_?---,------ — (1,1 -— 1,2) -р- = (0,20-г-0,21) ДЯ км. ^разб Р " Таким образом, на каждые 1000 м увеличения высоты аэродрома длина раз- бега увеличивается на 20—21%. Следует отметить, что приборная скорость отрыва не зависит от высоты аэродрома, что можно легко установить с помощью формулы (14.3). На скорость отрыва и длину разбега существенно влияет отклонение угла тангажа, а следовательно, и угла атаки самолета от их расчетных значений в момент отрыва. Из формулы (14.4) с учетом, что коэффициент Су зависит от угла атаки а, получим Л 7 ДС\' Л А/-разб отр Ао!отр ^-разб ^- у аотр ао н -^отр * Угол атаки при отрыве аотр для различных типов самолетов обычно нахо- дится в пределах 8—12°, а а0 при выпущенных закрылках — в пределах от —5 до —7°. Следовательно, уменьшение угла атаки на 1° приводит к возрастанию длины разбега соответственно на 5—7%. Это может привести к превышению допустимой для колес путевой скорости. Ошибка в сторону увеличения угла атаки приводит к преждевременному отрыву на повышенных углах атаки. Для некоторых самолетов это означает по- падание в область плохой поперечной управляемостл. Кроме того, при некото- рых условиях возможен выход самолета на вторые режимы полета сразу после отрыва. Теоретические исследования и летная практика показывают, что даже сов- ременные самолеты при взлете с форсажем могут попадать на вторые режимы полета, когда из-за чрезмерного увеличения угла атаки лобовое сопротивление самолета настолько возрастает, что тяга двигателя становится недостаточной для дальнейшего разгона, особенно при большом взлетном весе и высокой тем- пературе наружного воздуха. Возникшая очень опасная ситуация может быть 329 устранена, если позволяет длина ВПП: можно плавно коснуться колесами земли и продолжить разбег до нормального отрыва. Таким образом, простота выполнения взлета является в некоторой мере об- манчивой, так как при взлете необходимо точное выдерживание угла атаки при отрыве. Выполнению этого требования может способствовать использование указа- теля угла атаки, особенно при плохой видимости естественного горизонта. Есте- ственно, что использование указателя угла атаки при разбеге требует навыка и тренировки. § 14.3. СПОСОБЫ УЛУЧШЕНИЯ ХАРАКТЕРИСТИК ВЗЛЕТА Из формулы (14.2) видно, что уменьшить длину разбега можно уменьшением скорости отрыва и увеличением ускорения. Скорость отрыва, как видно из формулы (14.3), зависит от удельной нагрузки на крыло -у к от величины коэффициента Cv Уотр" Чрезмерное уменьшение удельной нагрузки (увеличение пло- щади крыла) ведет к увеличению веса самолета и его лобового со- противления, следовательно, к ухудшению летных характеристик. Поэтому прежде всего добиваются увеличения СУот . Для этого широко применяется" взлетно-посадочная механизация — закрыл- ки и предкрылки, отгибаемый носок крыла и др., о чем подробно было сказано в главе 1. В настоящее время широкое распространение получили крылья переменной стреловидности. При взлете и посадке крыло перево- дится на минимальную стреловидность. Несущие свойства крыла резко улучшаются прежде всего вследствие увеличения удлине- ния крыла. Прямое крыло при одних и тех же углах атаки соз- дает большую подъемную силу, чем стреловидное. Наконец, при переводе крыла на минимальную стреловидность несколько увеличивается его площадь и повышается эффект от взлетно-посадочной механизации. В итоге коэффициент Су рез- ко повышается и соответственно уменьшаются скорость отрыва и длина разбега. Увеличение ускорения достигается главным образом вследст- вие увеличения тяги двигателя. Включение форсажа, как извест- но, приводит к резкому повышению расхода топлива и, следова- тельно, к снижению дальности полета и располагаемого запаса времени для боя. Однако использование форсажа необходимо при максимальном взлетном весе самолета. Минимальный форсаж обеспечивает наи- большую безопасность взлета: при отказе двигателя на той же скорости, что и при взлете на максимальном режиме, дистанция для торможения остается большей, а при самовыключении фор- сажа небольшое открытие створок реактивного сопла позволяет продолжить взлет. Весьма эффективным средством увеличения ускорения и умень- шения длины разбегу являются стартовые ускорителя —рак-етщле 330 двигатели, работающие на жидком или твердом топлш'Ве. Они развивают значительную тягу при малых габаритах -и малом «весе. Ускорители обычно работают 13—15 с и дают наибольший эффект при включении их в конце разбега. Для взлета с форсажем, и особенно со стартовыми ускорите- лями, характерным является быстрое увеличение скорости и в связи с этим необходимость быстрого перехода от стояночного угла атаки к подъему переднего колеса и к углу ата!ки при отрыве Ру*в p>G ссотр- Это может происходить на- столько быстро, что практически ---- сливается в одно плавное дви- хГ444^. жение вращения самолета отно- х«=^-^ сительно поперечной оси Ог\, по- этому требует повышенной точ- ности и своевременности движе- ния ручкой управления. У# Ускоритель должен работать в течение некоторого времени Рис. 14.11. Силы, действующие на са- после отрыва, так как после его молет ПРИ вертикальном взлете выключения исчезает значитель- ная нормальная составляющая тяги и поэтому возможно искрив- ление траектории вниз — «просадка». Значительно уменьшить скорость отрыва и длину разбега мож- но также отклонением вектора силы тяги от продольной оси са- молета вверх. При этом уравновешивание веса самолета при от- рыве осуществляется суммой подъемной силы и вертикальной со- ставляющей силы тяги. Однако этот способ не нашел по«ка широ- кого применения В'Ваду сложностей, возникающих при разработке его технических проблем (поворот вниз струи газав из реактив- ного сопла, балансировка самолета и т. п.). Радикальным способом уменьшения длины разбега до нуля является создание специальных самолетов вертикального взлета и посадки (СВВП). Для осуществления вертикального взлета тяговооруженность, очевидно, должна быть больше единицы. Причем это необходимо не только для уравновешивания силы тяжести, но и для доста- точно быстрого разгона до эволютивной скорости с помощью го- ризонтальной составляющей силы тяги при условии, что верти- кальная составляющая остается в первые секунды разгона рав- ной силе тяжести (рис. 14.11). Запас тяги нужен также для обес- печения достаточной тяговооруженности при высоких температурах наружного воздуха, при значительной высоте точки взлета -над уровнем моря и, кроме того, для обеспечения управляемости пу- тем отбора воздуха из-за компрессора. В итоге получается, что для надежного обеспечения вертикального взлета в реальных ус- ловиях необходима тяговооруженность не менее 1,2—1,3. Особенности взлета на таких самолетах связаны главным об- разом с обеспечением управляемости на малых скоростях и с 331 эксплуатацией на этих режимах ^силовой установки. От мощеной струи подъемных двигателей поверхность ВПП разрушается и ее частицы попадают во входное устройство двигателя. Кроме того, на малых скоростях практически отсутствуют демпфирующие мо- менты, что не может не сказаться на управляемости и устойчи- вости самолета. Характер проявления всех этих особенностей в значительной мере индивидуален для каждого типа самолета. § 14.4. НАБОР ВЫСОТЫ И РАЗГОН САМОЛЕТА 1. Силы, действующие на самолет. Первые и вторые режимы набора высоты Движение самолета -при наборе высоты и разгоне можно счи- тать практически прямолинейным. Схема сил, действующих на б cos 6 ^ Ш^/Щ^^/М? б Рис. 14.12. Силы, действующие на самолет при наборе высоты самолет в прямолинейном движении под углом к горизонту, по- казана на рис. 14.12. Условием прямолинейности .полета в данном случае будет ра- венство сил: r=Gcos@ (без учета нормальной составляющей силы тяш P-y = Psina). Сле- довательно, перегрузка при наборе высоты (и при снижении) бу- дет равна ny=co$Q. До углов 6 = 20ч-300 она мало отличается от единицы. Поэтому лобовое сопротивление будет практически рав- но Qr. Изменение скорости по величине, как известно, зависит от со- отношения сил, направленных по касательной к траектории: m^^Px-Q-Gsin@t dt (Н.7) где 332 р^ = рСОза»А Из схемы сил (рис. 14.12) -и уравнения (14.7) следует, что, если P>Qr+Gsin®, при наборе высоты одновременно происхо- дит разгон самолета; если P = Qr+6 sin в, полет происходит с по- Qr+Gsm& у\___ P,Qr+6sin 9 / ~Л /п° ч0 , уг ft в=/5° 7/ /6=0° -5е -/0е Углах Рис. 14.13. Зависимость сил, действующих на самолет, от угла наклона траектории стоянной скоростью; если P_(?) vj P-Q Влияние изменения температуры наружного воздуха на Vу определяется по формуле Ау;_л- 2 YT v;-(°'5 ,-.?]*•• т. е. изменение температуры оказывает влияние на Vy тем сильнее, чем меньше разность Р — Q. ГЛАВА 15 МАНЕВРИРОВАНИЕ В ГОРИЗОНТАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ § 15.1. РАЗГОН И ТОРМОЖЕНИЕ САМОЛЕТА В ГОРИЗОНТАЛЬНОМ ПОЛЕТЕ Разгон и торможение самолета характеризуются темпом изме- нения скорости. Так, при разгоне чем интенсивнее увеличивается скорость, т. е. чем выше «приемистость» самолета, тем большими боевыми возможностями обладает самолет. P,Qr, кгс /0000 800 1000 1200 Упр,КМ/Ч Рис. 15.1. Силы, действующие на самолет при разгоне в горизонтальном полете Уско-рение пр.и разгоне }х в горизонтальном -полете, которое определяет прирост скорости IB единицу времени, зависит от от- ношения избыточной силы тяга Р—Qr (рис. 15.1) к силе тяже-сти самолета, т. е. от продольной перегрузки пх: _*У _^-Рг_ J* ы ~~? =*?** (15.1) 339 Время разгона в секундах ot начальной скорости УНач в кило- метрах в час до заданной конечной скорости УКон в километрах в час может быть* оценено следующей формулой: 4 ^, мкон — •'нач 3,6 ^ (15.2) •ср где пх — среднее значение продольной перегрузки- гср П*г| ,окм о /,о м Рис. 15.2. Влияние числа М и высоты полета на продольную перегрузку Чем больше избыточная тяга Р—Qr, а следовательно, и про- дольная перегрузка я^ тем меньше время разгона. Влияние высоты и скорости полета на перегрузку пх^ при ра- боте двигателя на режиме полного форсажа показано на рис. 15.2. Наиболее интенсивный разгон имеет место при полете у земли на дозвуковых скоростях. При разгоне в околозвуковом диапазоне скоростей вследствие перестройки обтекания самолета изменяется продольный мрмент, действующий на самолет. Поэтому начиная с определенного чис- ла М для выдерживания горизонтального полета необходимо уменьшать давящие усилия или создавать тянущие на ручке уп- равления. У самолета с крылом изменяемой стреловидности время раз- гона зависит от положения крыла. Это обусловлено тем, что ло- бовое сопротивление самолета зависит от стреловидности крыла (рис. 15.3). На дозвуковой скорости полета до числа MI лобовое сопротивление самолета из-за большего аэродинамического каче- ства минимально при наименьшей стреловидности. Следовательно, п.ри M ^с , то при развороте будет происходить набор * СОЬ j 1 высоты. В том случае, когда пу<------.разворот будет сопровож- даться снижением. Это обстоятельство нужно учитывать на эта- пах ввода в вираж и вывода из «него. При оводе в ви,раж темп на- кренения самолета должен соответствовать темпу создания пере- грузки. Создание перегрузки fy/ = 4-т-5 производится не менее чем за 2—Зс. Если накренение самолета осуществляется с большим тем- пом, чем создание перегрузки, то это приводит к потере высоты («зарыванию» самолета). Так как координировать крен и пере- грузку при большом темпе ее создания трудно, ввод в вираж обычно выполняется за 4—6 с. Однако замедленный темп накре- нения и создания перегрузки привадит к росту радиуса и времени виража. Вывод из виража также требует координации между креном и перегрузкой. При маневрировании на предельно малых высотах несоответ- ствие между креном и перегрузкой на этапах ввода в вираж и вывода из него может привести к опасному уменьшению высоты. Для повышения безопасности полетов в процессе отработки манев- 343 ров на предельно малых высотах желательно, чтобы при вводе в вираж темп создания перегрузки превышал темп ,накренения, а на этапе вывода уменьшение крена опережало темп сброса пере- грузки. Такое пилотирование будет приводить к некоторому увели- чению высоты при вводе в вираж и -выводе из него. Рассмотренное выше соответствие между креном и перегруз- кой обеспечивает выполнение виража на постоянной высоте. § 15.3. ХАРАКТЕРИСТИКИ МАНЕВРОВ В ГОРИЗОНТАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ Характеристиками маневров в горизонтальной плоскости (ви- ражей, разворотов) являются: радиус траектории г -в метрах, уг- ловая скорость виража (разворота) со в градусах в секунду, ха- рактер изменения скорости, время маневра t в секундах, расход топлива на маневр AGT в килограммах или литрах. Известно, что радиус виража связан со скоростью, перегрузкой и углом крена следующими соотношениями; vygg &Vn}-\ или У*(мУс-) *tg1 • (15.5) Увеличение перегрузки, сопровождающееся созданием соответ- ствующего угла крена, приводит к уменьшению радиуса виража. При данной скорости полета минимальный радиус будет при вы- полнении маневра с максимальной эксплуатационной перегрузкой пэ либо с перегрузкой, соответствующей максимально дону- "макс стамому значению коэффициента подъемной силы СУдоп. Последнее имеет место тогда, когда при маневре с максимально допустимым углом атаки адоп перегрузка пу не достигает значений максималь- но эксплуатационной. Кроме того, при выполнении горизонтальных маневров на сверхзвуковой скорости наибольшие реализуемые значения коэффициента подъемной силы Су могут быть ограниче- ны эффективностью стабилизатора. Поэтому и перегрузка пу при маневре на больших, и стратосферных высотах обычно ограничи- вается не максимальной эксплуатационной перегрузкой или Су , а эффективностью стабилизатора. Таким образом, для выполнения виражей (разворотов) с ми- нимальными радиусами необходимо выдерживать перегрузку сле- дующим образом. На дозвуковой скорости нужно выполнять маневр с максималь- но допустимым углом атаки, определяя его (Б зависимости от типа самолета) по указателю угла атаки или по аэродинамической тряске слабой или средней интенсивности. При этом необходимо контролировать перегрузку, не допуская превышения макоимадь- 344 но эксплуатационной. На большой приборной скорости несущие свойства крыла обеспечивают достижение максимальной эксплуа- тационной перегрузки. Вследствие этого начиная с определенной скорости маневр с п\ будет выполняться с углами атаки, ^макс меньшими максимально допустимых. На сверхзвуковой скорости в определенном диапазоне высот можно полностью взять руч>ку на себя, так как эффективности стабилизатора недостаточно ни для г,м 1400 /200 /000 800 600 400з Рис. "У 71 10 Н*0,1км $ Л э У та) mm mm / /" ~^1 '7 / — 6 / / f ("у, rftfonX / / 4 У / / Ar Цл IdX « — •*-— г< / ^Т са 1С„ Ф ч х Н=Юкм / f / ^ -W, ,, ятятят ^ / ис. 15.6). Это обусловлено следующим. При определенной при- борной скорости и маневрировании с максимально допустимым уг- лом атаки перегрузка (при М<1) практически не зависит от вы- соты полета. Истинная же скорость с высотой увеличивается. При этом, как следует из выражений (15.4) и (15.5), радиус траекто- рии при постоянной перегрузке и увеличении истинной скорости будет увеличиваться. Кроме радиуса виража (разпзорота) не менее важной харак- теристикой является угловая скорость разворота со, рав«ая вели- чине угла разворота <р Р единицу времени (за 1 с) и определяемая следующим выражением: ш: . 57,3' V (м/с) (15.6) 346 &ли v *7 ч gtgT a) = ~ = 57>3\Г(фу (15.7) Темп разворота, как видно, обратно пропорционален скорости, рднако это не означает, что увеличение скорости всегда сопро- вождается уменьшением угловой скорости разворота. Все зависит ш, граб/с 16 14 /2 /0 8 6 4 / Л, / / ч \ А / ч ч / •<«»<-*,- <«>•(« ' Ч / /S s X Н=0,1км/ Н*5КМ; / >1 / / / / ^ч!П X, / / / «°>«Лш V X / / / / • / ' Н*10км X" ! ___________ •^ Х^Суу ^"** / / ^ X ^* ^^ / X W*. > / / 4(?0 500 600 700 ЯОО 900 /000 Уяр,/.Л.}у Рис. 15.7. Влияние высоты и скорости полета на угло- вые скорости виража, предельного по перегрузке (пример) от того, как изменяется со скоростью перегрузка пу. Выше было показано, что при ма-неврировании с максимально допустимым уг- лом атаки перегрузка по мере увеличения приборной скорости возрастает, радиус виража в этом случае практически не зависит от приборной скорости. При этом угловая скорость разворота по мере увеличения приборной скорости будет возрастать (рис. 15.7). Бели маневр выполняется с постоянной перегрузкой, то увели- чение приборной скорости сопровождается снижением темпа раз- ворота (рис. 15.7). Угловая скорость поворота траектории по мере увеличения высоты полета уменьшается. Выполнение виража (разворота) с максимально допустимым уг- лом атаки или с максимальной эксплуатационной перегрузкой во многих случаях сопровождается изменением скорости. Характер изменения скорости определяется соотношением между тягой дви- гателя и лобовым сопротивлением. Ко'гда начальная скорость ве- лика, маневр можно выполнить с большой постоянной перегруз- 347 кой Пу. Уменьшение скорости будет в этом случае сопровождаться улучшением маневренности самолета — уменьшается радиус тра- ектории и увеличивается темп разворота. После того как в процессе маневра самолет выйдет на допу- стимый угол атаки (допустимый коэффициент подъемной силы), влияние уменьшения скорости на маневренные характеристики из- менится. Если допустимый коэффициент подъемной силы примерно постоянен (Су доп ^ const), то при маневре с С3/доп маневренные ха- рактеристики самолета при уменьшении скорости будут ухуд- шаться. При меньшей скорости радиус траектории несколько уве- личится, а темп разворота снизится, следовательно, увеличится время маневра. Выполняя маневр с постоянной перегрузкой, необходимо по ме- ре торможения увеличивать угол атаки, сохраняя неизменным крен. Достижение максимально допустимого угла атаки контроли- руется или по поведению самолета (аэродинамическая тряска, по- качивание), или по указателю угла атаки. Если при выполнении виража с торможением угол атаки увеличился до максимально допустимого значения, маневр необходимо выполнять, не превышая ограничений угла атаки. В процессе торможения нормальная пе- регрузка будет падать, поэтому для сохранения горизонтальности маневра нужно соразмерно с перегрузкой уменьшать угол крена. Выполнение виражей на сверхзвуковой скорости имеет ряд особенностей. Во-первых, на больших и стратосферных высотах на большин- стве самолетов вираж мо-жно выполнять с полностью выбранной на себя ручкой управления. Это обусловлено тем, что на этих вы- сотах при максимальном отклонении стабилизатора самолет не выходит ни на максимальную эксплуатационную перегрузку, ни на угол атаки сваливания. Во-вторых, когда вираж выполняется с торможением от сверх- звуковой скорости до дозвуковой с фиксированной ручкой управ- ления, то при переходе через скорость звука перегрузка самопро- извольно увеличивается — наблюдается скоростной «подхват». Как было показано в главе 5, причиной скоростного «подхвата» является главным образом смещение вперед аэродинамического фокуса при торможении, сопровождающееся уменьшением запаса центровки. Темп роста перегрузки в процессе торможения зависит от величины перегрузки, с которой был начат маневр, центровки и интенсивности торможения. При задней центровке перегрузка увеличивается сильнее. Интенсивность торможения зависит от на- чальной перегрузки, режима работы двигателя и использования тормозных щитков. В качестве примера на рис. 15.8 показано увеличение пере- грузки в процессе торможения с фиксированной ручкой для двух центровок. Видно, что при более задней центровке ХТ2 перегрузка растет интенсивнее. Для предотвращения этого необходимо при проходе околозвуковой зоны с торможением во время выполнения 348 виража отдавать ручку от себя. Обычно летчик делает это ре- флекторно, ощущая тенденцию к росту перегрузки. Выше обращалось внимание на необходимость контроля угла атаки во время торможения при маневре. Это особенно важно при маневре с большой перегрузкой и выпущенными тормозными щитками, даже если двигатель работает на форсажном режиме, 8,0 6,0 4,0 2,0 \ *г2>Хг/ const 0,8 0,9 f,0 U *,2 -,3 /,4 М Рис. 15.8. Изменение перегрузки при скоростном «под» хвате» (пример) и вызвано следующим. При маневре приборная скорость, пр>и ко- торой происходит сваливание (1/пр. св)ман» существенно больше приборной скорости сваливания в горизонтальном полете (l/пр. св)г „• Оценить приборную скорость сваливания при маневре можно по следующей приближенной формуле: (^пр.св)ман=(^„р.св)г.пК^. Так, например, если в горизонтальном полете сваливание про- исходит при Кщ^ 250 км/ч, то при маневре с перегрузкой пу = 7 сваливание произойдет при 1/пр = 250 ]/7 = 660 км/ч. В этом случае, если вираж выполняется с начальной скоро- стью 1/Пр=1000 км/ч, уменьшение скорости на 350 км/ч приведет при сохранении перегрузки к выходу самолета на-недопустимый угол атаки и сваливанию. Если же летчик контролирует по ука- зателю угол атаки и не превышает его максимально допустимое значение, то этого не произойдет. Темп торможения в значительной степени зависит от величины перегрузки. При увеличении перегруаки лобовое сопротивление возрастает за счет индуктивного сопротивления, прямо пропорцио- нального квадрату перегрузки: Q/-.He(?/r.n4 Так, например, если в горизонтальном полете при F=700-.- -.-1000 км/ч индуктивное сопротивление самолета равно 200— 349 100 кгс, то гори дааневре с му==7 на самолете с малым удлинением крыла оно увеличивается До 10000—5000 кгс. Суммарное лобовое сопротивление становится большим, и са- молет тормозится очень интенсивно. При этом время торможения до приборных скоростей сваливания оказывается незначительным. Для предотвращения сваливания при быстром уменьшении скоро- сти необходимо снижать перегрузку. Известно, что выполнение виражей (разворотов) не обяза- тельно сопровождается изменением скорости. Если лобовое сопро- тивление самолета на вираже равно тяге двигателя, то скорость будет постоянной. В главе 10 было показано, что при определенной перегрузке, называемой перегрузкой установившегося (правильного) виража пу , лобовое сопротивление самолета равно максимально возмож- ной тяге дв.игателя. В этом случае скорость на вираже будет по- стоянной. Если вираж выполняется с постоянными скоростью и креном, а также без скольжения, то он называется правиль- ны м. Перегрузка пу ^ зависит (рис. 10.16) от скорости (числа М) и высоты полета. Радиусы и угловые скорости правильного виража рассчиты- ваются по формулам (15.4), (15.5), (15.6) и (15.7). Время правильного виража t в секундах может быть опреде- лено, если известны угловая скорость разворота или радиус ви- ража и скорость: , 360° о (град/с) или f_ 2itr(M) У(м/с) ' где V — истинная скорость. Очевидно, что врем:я виража тем меньше, чем больше угловая скорость поворота траектории. Зависимость радиуса правильного виража от скорости при ра- боте двигателя на режиме полного форсажа называется грани- цей вираж а, предельного по тяге. На рис. 15.9 в качестве примера показаны радиусы, угловые скорости и перегрузки виража, предельного по тяге. Необходимо иметь в ви^у, что на границы предельного по тяге виража оказывают влияние характеристики силовой установки и аэродинамические характеристики самолета. Не всегда уменьше- ние скорости сопровождается увеличением угловой скорости раз* ворота и снижением радиуса траектории. Это определяется ха- рактером изменения перегрузки виража пу ст по скорости. Каж- дому конкретному самолету свойственны свои закономерности. Может оказаться, что, несмотря на меньший радиус установи/в- 350 шегося виража при меньшей скорости, время его выполнения бу- дет больше. Если, не изменяя режима работы двигателя, выполнять зираж с перегрузками, меньшими лу , радиус траектории увеличится, при этом скорость в процессе маневра будет возрастать. Это выз- 0) Г, град/с м 1600 1в /400 14 1200 12 1000 10 800 8 600 700 800 900 1000 1100 Упр,км/Ч Рис. 15.9. Характеристики виража, предель- ногр по тяге двигателя (пример) вано тем, что снижение перегрузки сопровождается уменьшением индуктивного сопротивления и тяга двигателя становится больше лобового сопротивления. Чтобы при снижении перегрузки скоро-сть при маневре оставалась постоянной, нужно уменьшить тягу дви- гателя. Выполнение виража с перегрузкой, большей лУуст, приведет "к уменьшению радиуса траектории. Однако скорость в этом случае при развороте будет уменьшаться. На рис. 15.10 в в-иде примера показаны границы предельных по перегрузке и по тяге виражей. Большая тяговооруженность самолета вносит особенности в вы- полнение правильных виражей. Перегрузка /гУуст при форсажном режиме работы двигателя может оказаться выше перегрузки, ог- раниченной допустимым углом атаки, или максимальной эксплуа- тационной перегрузки. Тогда выполнить вираж с постоянной ско- ростью на форсажных режимах работы двигателя нельзя, так как будут превышены ограничения по перегрузке. В этом случае на вираже, выполненном с /*Удоп или п*у , скорость будет ^величи* ваться. Для поддержания постоянной скорости необходимо умень- шать тя.гу двигателя^ 351 На границы предельных виражей по тяге оказывает влияние высота полета. С увеличением высоты полета, как было показано в главе 10, перегрузка пу ст становится меньше вследствие паде- ния тяги двигателя и роста индуктивного сопротивления. Поэтому г, м то то 1200 1000 воо 600 Н*0,1км (Оо^Г / (гУп Ууст / '<ГЧ„ 300 400 500 600 700 800 900 1000 Vnp,KMf4 Рис. 15.10. Границы виражей, предельных по перегрузке и по тяге двигателя (пример) радиусы предельных по тяге виражей по мере увеличения высоты полета становятся больше (рис. 15.11). У самолетов с крылом изменяемой стреловидности радиус пра- вильного виража зависит от положения крыла, т. е. от его стре- ловидности. Увеличение стреловидности приводит, с одной сторо- ны, к уменьшению сопротивления Qo, что способствует росту пе- регрузки пу ст. Одна.ко, с другой стороны, чем больше стреловид- ность крыла, тем значительнее индуктивное сопротивление Qi. Рост -последнего уменьшает перегрузку пу ст. Влияние стреловид- ности на перегрузку установившегося виража пу ст зависит от со- отношения составляющих сопротивления Qo и Q*. На малых чис- лах М определяющим в общем сопротивлении самолета является индуктивное сопротивление. Здесь, очевидно, перегрузка устано- вившегося виража будет выше при меньшей стреловидности кры- ла. При больших числах М определяющим будет сопротивле- ние Q0. Здесь выгоднее выполнять маневры при большей стрело- видности. На рис. 15.12, а показано влияние стреловидности кры- ла на перегрузку виража пу , а на рис. 15.12, б — зависимость радиуса прав-ильного виража от скорости для двух стреловидно стей. 352 "Yym г,м 6000 ZW 5000 WOO 4000 5000 2000 /000 5 1 Полн 1 bill фО} эссгж / КМ/Ч I / / / f ПпУусп f Н*10ю J •/ / / jt //W "Ууст Н=5км y / ~» ^ X w=o, /KAf^^x- и — 7r} ^ — • — — ----------- J пУуст 00 600 700 800 900 WOO Vnp, Рис. 15.11. Влияние высоты полета на радиус виража, предельного по тяге двигателя (пример) М М Рис. 15.12. Влияние стреловидности крыла и скорости полета на нормальную перегрузку правильного виража и его радиус 353 Количество топлива (в килограммах), расходуемого на вираж, зависит от скорости и высоты полета, режима работы двигателя, времени выполнения виража и может быть определено по фор- муле Д<7Г КГ 500 400 300 200 100 6С Полный форсаж / / Й=/ОКА / / / ^ / 5 ^ ^ / <*** ^ +** У — -= ------- i_jii"~"" ,_-— -- OJ •~~* •---W --•••« — — - -- -"-" Ю 700 800 900 1000 УПр,КМ/Ч дот= <-уд pt 3600 где AG. количество рас- ходуемого топли- ва, кг; ?уд — удельный расход кг/ч топлива, кгстяги; Я— тяга двигателя, кгс; t — время виража, с. Наибольшее потребное количество топлива для ма- невра будет при выполнении правильных виражей и ра- боте двигателя на полном форсаже. Необходимо учитывать, что с увеличением высоты полета увеличивается количество топлива, расходуемого при вы- полнении виража. Это обусловлено тем, что, несмотря на умень- шение с высотой тяги двигателя и удельного расхода топлива, зна- чительно уменьшается угловая скорость разворота, следовательно, увеличивается время виража. На рис. 15.13 показано количество топлива, необходимое для правильного виража при работе двигателя на полном форсаже. Характерным является то, что с ростом приборной скорости увеличивается разница в потребных расходах топлива на маневр при изменении высоты. Рис. 15.13. Влияние высоты и скорости полета на количество топлива, расходуемое на выполнение правильного виража (пример) ГЛАВА 16 МАНЕВРИРОВАНИЕ В ВЕРТИКАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ § 16.1. УСЛОВИЯ КРИВОЛИНЕЙНОГО ДВИЖЕНИЯ И ОСОБЕННОСТИ ВЫПОЛНЕНИЯ МАНЕВРОВ В ВЕРТИКАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ Характер искривления траектории в вертикальной плоскости определяется при прочих равных условиях величиной и направле- нием действия центростремительной силы. В создании центростре- мительной силы участвуют: подъем-ная сила, проекция силы тя- жести на перпендикуляр к направлению движения и составляю- щая тяги двигателя. Для обычных компоновок последняя сила невелика и в большинстве случаев ею можно пренебречь. Проанализируем роль подъемной силы и составляющей силы тяжести в искривлении траектории. Прежде всего необходимо отметить, что, несмотря на то, что обе эти силы влияют на искривление траектории, между ними есть принципиальное различие. Подъемной силой летчик может управ- лять, составляющей же силы тяжести непосредственно управлять нельзя. Одна'ко необходимо учитывать, что составляющая силы тяжести может оказывать существенное влияние на траекторию и в отдельных случаях ее можно использовать для маневра. Искривление траектории происходит в ту сторону, в кото-рую действует центростремительная сила Рцс. При этом чем больше величина центростремительной силы, тем меньше при данной ско- рости радиус кривизны траектории: /7172 '-ЗЬ <Ш> На рис. 16.1, а показаны силы, действующие на самолет при вертикальном маневре, для случая, когда траектория обращена выпуклостью вниз. Для такого искривления траектории необходимо, чтобы подъемная сила Y была больше со- ставляющей силы тяжести G cos 0. Центростремительная сила здесь равна раз- ности этих сил Рцс — У — G cos О. Участки вертикальных маневров, на которых траектория обращена выпук- лостью вверх, могут выполняться одним из способов, показанных на рис. 16.1, б, в, г. При нормальном положении самолета (рис. 16.1, б) показанная кривизна траектории обеспечивается превышением составляющей силы тяжести G cos О над подъемной силой У, т. е. (/созО>У. Центростремительная сила ГцС~ «С cos О—У. Она сравнительно невелика, так как при положительной подъем- 355 ной силе У (перегрузке пу) составляющая силы тяжести и подъемная сила на- правлены в противоположные стороны. Увеличить центростремительную силу при нормальном положении самолета можно созданием отрицательной перегрузки (рис. 16.1, в). В этом случае подъемная сила У и составляющая силы тяжести G cos & будут направлены в F-j.c=Gco$0-Y /^s^^<^^ б V^ D ^^ (jSlnG *fe F-j.ce<7COSe+Y M№%®%4®>&^ ^^^^>^^^i^^!^^^>^^^ в г Рис. 16.1. Силы, действующие на самолет при вертикальном маневре одну сторону, вследствие чего центростремительная сила станет равной сумме этих сил: F4c = y+G cos в. Увеличение центростремительной силы приведет к уменьшению радиуса кривизны траектории. Однако создание отрицательных пе- регрузок ограничено по величине и по времени, особенно при работе двигателя на форсаже, поэтому на вертикальных маневрах отрицательные перегрузки ис- пользуются сравнительно редко. Значительной величины центростремительная сила достигает, если самолет находится в перевернутом положении (рис. 16.1, г). Здесь при положительной перегрузке пу подъемная сила У и составляющая силы тяжести G cos В будут направлены в одну сторону и центростремительная сила станет равной Рцс~ = У Ч-G cos О. При этом подъемную силу, а следовательно, и перегрузку можно увеличивать до значений, ограниченных в зависимости от скорости и высоты полета либо допустимым углом атаки, либо максимальной эксплуатационной перегрузкой. 356 При вертикальном маневре радиус кривизны траектории в метрах определяется по формуле ^ (м»/с*) 1fi9. g(ny±co*Q)' (lb-2) При определении радиуса траектории по этой формуле необ- ходимо пользоваться следующим правилом. Если подъемная си- ла К и составляющая силы тяжести Gcos6 направлены в одну сторону (рис. 16.1, в, г), то величины перегрузки и косинуса угла наклона траектории, входящие в формулу (16.2), нужно складывать. Если У и Gcos0 действуют в противоположные сто- роны (рис. 16.1, а, б), то в знаменателе будет разность этих ве- личин. Отсюда следует вывод, что при одной и той же перегрузке ра- диус кривизны траектории зависит от положения самолета. Так, если перегрузка положительна, то радиус кривизны траектории при нормальном положении самолета будет больше, чем при пе- ревернутом. Различие в радиусах тем больше, чем меньше вели- чина перегрузки. При одной и той же истинной скорости и нуле- вом угле наклона траектории, если перегрузка пу = 3, то в нор- мальном положении самолета радиус кривизны траектории в два раза больше, чем в перевернутом, а при перегрузке пу = 2 — в три раза. Таким образом, величина перегрузки пу неоднозначно оп- ределяет радиус кривизны траектории. Необходимо учитывать на- правление силы тяжести самолета G или ее составляющей Gcos0. В одних случаях сила тяжести способствует искривлению траектории, а в других препятствует. Как видно из формулы (16.2), радиус кривизны траектории пропорционален квадрату истинной скорости полета. Если маневр выполняется с -постоянной перегрузкой, то чем меньше истинная скорость, тем меньше радиус кривизны траектории. Однако при маневре с постоянным углом атаки вплоть до допустимого адоп(Судоп) перегрузка % зависит от скорости. В этом случае при уменьшении скорости уменьшается и перегрузка, вследствие чего радиус кривизны траектории не очень сильно зависит от истинной скорости полета. Маневренные характеристики самолета определяются не толь- ко радиусом траектории, но и интенсивностью ее искривления, определяемой угловой скоростью в градусах в секунду. Угловая скорость характеризует изменение угла наклона траектории (угла поворота направления движения) в единицу времени и опреде- ляется следующим выражением: V --- Q?(/b,±cos0) ш = —= 57.3 ;(м/с) . (16.3) Правило определения величины, стоящей в круглых скобках, такое же, как и для определения радиуса траектории. Остановимся на некоторых особенностях, имеющих существен- ное значение при выполнении вертикальных маневров. 357 На восходящих маневрах обычно уменьшается приборная ско- рость. В определенных ситуациях (при ошибках, а также в бое- вых условиях) при больших углах тангажа возможно падение скорости до значений, меньших зволютивной, указанной в инст- рукции летчику. Это требует правильных действий летчика по за- вершению маневра. Они основаны на следующем. Снижение при- борной скорости до значений, меньших эволютивной, отождеств- ляется с опасностью сваливания, однако известно, что приборная ско-рость сваливания независимо от положения самолета опреде- ляется нормальной перегрузкой пу: (^^„-(^прД^К"^. Например, если в горизонтальном полете сваливание происхо- дит при скорости 250 км/ч, то при перегрузке п2/ = 0,25 оно прои- зойдет прик «250J/0.25—125 км/ч* а при л„«4 —при 1/, пр = = 500 км/ч. Из этого следует два важных практических вывода. Во-первых, при перегрузке, меньшей единицы и близкой к нулю, скорость может быть уменьшена до о-чень малых величин (например, в верхней точке петли Нестерова или при выводе из горки по пря- мой, отдачей ручки от себя). Во-вторых, при непроизвольной по- тере скорости летчик должен прежде всего обеспечить сохранение угла атаки в нормальных пределах (несколько единиц по указа- телю), не допуская скольжения и неконтролируемого отклонения рулей. Самолет в этом случае сам перейдет на нисходящую тра- екторию и начнет увеличивать скорость. Так/им образом, только приборная скорость еще не определяет сваливания. Пр>и интенсив-ном уменьшении скорости -необходимо строго контролировать угол атаки. В этом отношении очень важ- ным является использование укавателя угла атаки. ЕСЛИ указа- теля угла атаки нет, то по мере падения скорости нужно умень- шать перегрузку до величин, меньших единицы. Ориентироваться на предупредительную тряску при малой приборной скорости во многих случаях нельзя, так как при небольшой скорости аэроди- намическая тряска либо отсутствует, либо ввиду малой интенсив- ности незаметна. Наряду с контролем угла атаки нельзя допу- скать скольжения, удерживая шарик в центре, так как при сколь- жении срыв потока на крыле происходит на меньших углах атаки. Рассмотрим влияние выпуска тормозных щиткбв на характе- ристики маневров. На нисходящих маневрах для предотвращения чрезмерного увеличения скорости и опасности превышения ограничений по ско- рости иногда используются тормозные щитки. Кроме того, в связи с тем что при увеличенной скорости возрастает радиус кривизны траектории (при маневре с постоянной перегрузкой), выпуск тор- мозных щитков способствует уменьшению потери высоты при вы- воде из нисходящего маневра. Однако уменьшать скорость менее (примерно) 700—800 км/ч не следует, так как на меньших скоро- 358 стях располагаемая перегрузка ограничивается допустимым углом атаки адоп (?удоп) и становится меньше максимальной эксплуа- тационной. Таким образом, влияние выпуска тормозных щитков на изме- нение высоты при маневре зависит от способа пилотирования. Бели маневр выполняется с постоянной перегрузкой пу, то из-за уменьшения истинной скорости при выпуске тормозных щитков радиус траектории будет уменьшаться [формула (16.2)], следова- тельно, потеря высоты при маневре будет меньше. Значительно слабее сказывается выпуск тормозных щитшв на потере высоты при выполнении маневров с постоянным углом атаки, контролируемым по указателю. В этом случае а = const, a следовательно, и Су^const. Уменьшение истинной скорости при- водит к падению перегрузки пу, что сопровождается незначитель- ным ростом радиуса кривизны траектории и, следовательно, не- которым увеличением потери высоты при выводе из нисходящего маневра. При выпуске тормозных щитков на нисходящей части маневра необходимо учитывать еще одно обстоятельство. Если маневр вы- полняется с большими перегрузками пу, то при малых углах на- клона траектории даже при повышенных режимах работы двига- теля скорость может интенсивно уменьшаться. Это обусловлено, с одной стороны, тем, что при большой нормальной перегрузке и выпущенных тормозных щитках значительно возрастает лобовое сопротивление самолета, а с другой — тем, что составляющая силы тяжести, направленная по движению, при малых углах на- клона траектории невелика. Для выполнения некоторых фигур необходимо в процессе ма- невра осуществлять поворот на 180° вокруг продоль/ной оси (вы- полнять полубочку). Если при это-м мала приборная скорость и велики углы атаки, необходимо учитывать снижение эффективно- сти элеронов и увеличение поперечной устойчивости. Чем больше поперечная устойчивость, тем значительнее момент, действующий в сторону, противоположную скольжению (глава 6). Тогда, если летчик отклоняет ручку, например, влево, при накренении само- лета возникает скольжение на опускающееся левое полукрыло'и, как следствие поперечной устойчивости, момент относительно про- дольной оси, действующий вправо. Так как эффективность элеро- нов на больших углах атаки и малой приборной скорости за- метно падает, самолет кренится вяло. Для увеличения угловой скорости крена нужно устранить скольжение отклонением руля направления в сторону создаваемого крена, иначе говоря, выпол- нить координированный маневр. Целесообразно также при выполнении полубочки на малой скорости уменьшать угол атаки. Это, с одной стороны, увеличи- вает эффективность поперечного управления, а с другой — умень- шает поперечную устойчивость. Необходимо отметить, что при большой поперечной устойчиво- сти даже небольшое скольжение приводит к заметным попереч- 359 ным моментам, которые при маневрах могут вызвать непреднаме- ренное изменение угла крена. При выполнении энергичных маневров на дозвуковой скорости может наблюдаться появление скольжения (увод шарика) вполне определенного знака при нейтральных элеронах и нейтральном руле направления. Это объясняется действием гироскопического момента от ротора двигателя. Если у ротора двигателя вращение левое, то при положительной перегрузке гироскопический момент разворачивает нос самолета влево, возникает скольжение на правое полукрыло и шарик уходит вправо. При правом вращении ротора двигателя шарик уходит влево. При выполнении вертикальных маневров на самолетах с кры- лом изменяемой стреловидности необходимо учитывать следую- щие особенности. Располагаемая нормальная перегрузка зависит от стреловид- ности крыла, так как допустимый коэффициент подъемной силы Судоп f определяющий эту перегрузку, зависит от положения крыла. Отличаться могут и значения максимальной эксплуатационной перегрузки п* при различных углах стреловидности. Кроме ^макс того, положение крыла влияет на максимально допустимую ско- рость, что ограничивает области скоростей выполнения вертикаль- ных эддневров. Важным является следующее обстоятельство. Полное лобовое сопротивление самолета, складывающееся из профильного и вред- ного сопротивления Q0, а также из индуктивного сопротивления Q*, определяется при определенном режиме полета (высоте полета и числе М) углом стреловидности крыла и величиной перегруз- ки пу. На дозвуковой скорости полета угол стреловидности крыла оказывает более существенное влияние на индуктивное сопротив- ление Qi, чем на профильное и вредное сопротивление QQ. При этом индуктивное сопротивление по мере уменьшения стреловид- ности крыла снижается. Вследствие этого на восходящих манев- рах в дозвуковом диапазоне скоростей при максимальной стрело- видности крыла скорость будет падать наиболее интенсивно. Наи- меньшее падение скорости будет наблюдаться при минимальной стреловидности крыла (при выполнении маневров в таком диапа- зоне скоростей, где не сказывается еще влияние сжимаемости воздуха). Однако волновой кризис при минимальной стреловидно- сти крыла наступает раньше, при малых числах М. Поэтому с точки зрения более высокого уровня скоростей при выполнении вертикальных маневров целесообразно использование промежу- точных углов стреловидности крыла. В главе 5 описано явление, получившее название скоростного «подхвата». Оно может иметь место при выполнении вертикаль- ных фигур пилотажа, когда в процессе маневра самолет тормо- зится от сверхзвуковой или околозвуковой скорости до дозвуковой при фиксированной ручке управления. Для предотвращения ско- 360 ростного «подхвата* необходимо при торможении до чисел М = -=1,0-.-0,8 прекратить выбирание ручки и быть готовым отдать ее от себя для парирования самопроизвольного увеличения пере- грузки. На потерю высоты при выполнении вывода из нисходящих фи- гур влияет наличие крена самолета. Центростремительная сила, искривляющая траекторию в вертикальной плоскости, уменьшается, что увеличивает потерю высоты на выводе из фигуры, а в ряде случаев запаса высоты может оказаться недостаточно для благо- получного завершения маневра. Положение усугубляется, если при наличии крена самолет вращается даже с небольшой угловой скоростью вокруг продольной о:си, увеличивая крен. Поэтому для вывода из нисходящего маневра на малой высоте необходимо прежде всего устранить крен. § 16.2. ПЕТЛЯ НЕСТЕРОВА И ПОЛУПЕТЛЯ 1. Петля Нестерова Выполнение петли Нестерова в зависимости от типа самолета, подвесок, начальной скорости и высоты полета может осуществ- ляться на форсажном либо на максимальном режиме работы дви- гателя. Ввод в петлю Нестерова производится созданием подъем- ной силы, в 4—6 раз превышающей силу тяжести самолета, т. е. с перегрузкой пу = 4 + 6. Такую перегрузку летчик создает в тече- ние 2—4 с. Ограничение темпа увеличения перегрузки обуслов- лено различными факторами. Один из них состоит в том, что при таком темпе создания перегрузки летчику легче ее дозиро- вать. Увеличение подъемной силы приводит к возникновению центро- стремительной силы, равной в первой четверти петли Нестерова У—Gcos© (рис. 16.2), и траектория покривляется вверх. При этом начинается уменьшение скорости по следующим причинам. Во-первых, против движения .направлена составляющая силы тяжести самолета Gsin© (рис. 16.2). Во-вторых, при создании перегрузки значительно возрастает лобовое сопротивление самолета за счет роста индуктивного, про- порционального квадрату перегрузки пу. В-третьих, увеличение высоты сопровождается падением тяги двигателя. Для поддержания примерно постоянной перегрузки необхо- димо по мере уменьшения скорости постепенно выбирать ручку на себя для увеличения угла атаки. Когда угол атаки станет равным рекомендуемому инструкцией летчику значению, что обычно имеет место к концу первой четверти .петли Нестерова, дальнейшее пилотирование необходимо осуществлять, выдерживая заданные величины угла атаки. Значения угла атаки в верхней половине петли Нестерова контролируются в соответствии с ин- 36) струкцией летчи'ку по началу или интенсивности аэродинамической тряски либо по указателю угла атаки. При этом не следует допускать скольжения, так как на боль- ших углах атаки вследствие роста поперечной устойчивости при скольжении возникают значительные моменты по крену, париро- 0 sin в Рис. 16.2. Траектория петли Нестерова и силы, действующие на самолет вание которых может быть затруднено из-за падения эффектив- ности поперечного управления.. Во второй четверти петли Нестерова центростремительная сила paiB'Ha (рис. 16.2) сумме подъемной аилы У и составляющей силы тяжести Gcos0. Скорость во второй четверти петли Нестеров^ продолжает уменьшаться. Тогда на этом участке при маневре с лртшерж) постоянным углом атаки будет падать нормальная пе- регрузка пу. Радиус кривизны траектории уменьшается главным образом из-за увеличения центростремительной силы за счет составляю- щей силы тяжести. Скорость самолета может начать увеличиваться еще до прохода верхней точки потому, что составляющая силы тя- жести, противодействующая тяге двигателя, уменьшается. После прохода верхней точки скорость заметно увеличивается из-за того, что в направлении движения действует составляющая силы тяжести. Известно, что вторая половина петли Нестерова может выпол- няться при различных режимах работы двигателя. При поизыцшн- 362 "У 6,0 4,0 2,0 /О 20 30 40 t.c Ной тяге скорость на снижении будет увеличиваться более интен- сивно, однако при выдерживании большой перегрузки скорость возрастет мало. С точки зрения экономии топлива целесообразно вторую половину петли Нестерова выполнять при работе двига- теля на режиме полетно-го малого газа. Увеличение скорости во второй половине пет- wnp, ли Нестерова и увеличе- ние плотности воздуха gooo при снижении приводят к тому, что перегрузка пу будет расти при выдер- woo живании постоянного угла атаки или неизмен- ном положении ручки уп- равления. Когда перегрузка до- стигнет величины, реко- мендуемой инструкцией летчику, последующее вы- полнение петли Нестерова необходимо осуществлять примерно с постоянной перегрузкой. В конце петли Несте- рова, несмотря на про- должающееся снижение, наблюдается прекращение роста скорости и даже ее умень- шение. Это обусловлено те:м, что составляющая силы тяжести, способствующая увеличению скорости, становится малой по ве- личине, а лобовое сопротивление при большой перегрузке ве- лико. На рис. 16.3 дана запись параметров движения самолета при выполнении петли Нестерова. Остановимся на ряде факторов, влияющих на выполнение рас- сматриваемого маневра. Во второй и третьей четверти петли Нестерова угол атаки до- стигает значительных величин. У некоторых типов самолетов при больших углах атаки велика поперечная устойчивость. В этом случае незначительное скольжение вызовет интенсивный момент, действующий по крену, и может привести к сваливанию. Поэтому, выполняя петлю Нестерова, необходимо удерживать шарик в центре. Уровень перегрузок пу оказывает значительное влияние на возможность выполнения рассматриваемого маневра. В инструк- циях приводятся данные по выполнению петли Нестерова исходя из условия обеспечения в верхней точке петли скорости не менее эволютивной и с учетом возможности изменения маневра самолета в верхней точке в условиях воздушного боя. 363 Рис. 16.3. Изменение параметров движения самолета при выполнении петли Нестерова (пример) Если на в.воде в петлю Нестерова перегрузки пу больше реко- мендуемых, то при подходе к верхней точке скорость может быть меньше обычной. Это объясняется ростом лобового сопротивления при увеличении перегрузки, вследствие чего, несмотря на умень- шение радиуса траектории, скорость успевает значительно умень- шиться. ltf=const 8UO 900 1000 1100 1200 Уп^вв Рис. 16.4. Начальные области выполнения петли Нестерова и полупетли Малые перегрузки в первой четверти петли Нестерова приво- дят к растянутости траектории, большему изменению высоты по- лета, что также сопровождается чрезмерным падением скорости при подходе к верхней точ'ке. Область начальных значений скорости и высоты, при которых возможно выполнение петли Нестерова из условия обеспечения в верхней точке скорости не менее эволютивной, зависит от режима работы двигателя (рис. 16.4). Каждой приборной скорости соответствует предельная высота, при которой обеспечивается эволютивная скорость в верхней тач- ке петл'и Нестерова. Если увеличить начальную высоту по сравнению с предельной, то при небольшом ее превышении приборная скорость в верхней точке будет меньше эволютивной. Дальнейшее увеличение началь- ной высоты приведет вообще к невозможности выполнения рас- сматриваемого маневра. Причина этого в следующем. На вводе в петлю Нестерова необходимо под- держивать перегрузку не менее лу=4ч-4,5. Для этого по мере роста высоты приходится увеличивать угол атаки, что возможно, если в начальный момент после создания перегрузки лу-=4-т-4,5 коэффициент подъемной силы намного меньше допустимого значения, т. е. если имеется запас, который можно исполь- 364 ЗОвать, ^ем больше исходная высота, тем меньше этот запас, и на определен- ной высоте при создании перегрузки яу = 44-4,5 коэффициент подъемной силы становится равным допустимому значению, т. е. Cv =-= Суд<.,-.. В этом случае пО мере искривления траектории вверх скорость полета и плотность воздуха будут уменьшаться, поэтому не удастся поддерживать перегрузку пу ^4 ч-4,5. Она бу- дет уменьшаться, что приведет к увеличению радиуса траектории, а следова- тельно, и к большому росту высоты. Интенсивное падение при этом плотности воздуха в свою очередь будет уменьшать перегрузку, и настолько сильно, что ее станет недостаточно для искривления траектории до углов тангажа 90° и более. Правая верхняя граница предельных высот (рис. 16.4) соответ- ствует постоянному числу М. Бели начальные высоты будут нахо- диться выше этой границы, то скорость ввода будет значительно превышать скорость звука. При этом, ка-к известно, увеличива- ются радиус кривизны траектории и запас центровки (фокус сме- щается назад), вследствие чего эффективности стабилизатора на некоторых самолетах недостаточно для создания необходимых перегрузок. При работе двигателя на максимальном режиме области вы- полнения петли Нестерова сужаются (рис. 16.4), что обусловлено более интенсивным падением скорости на восходящей части ма- невра. На форму петли Нестерова и изменение ее параметров ока- зывают влияние начальные значения скорости, высоты полета и режим работы двигателя. Увеличение начальной скорости и высоты полета приводит к более значительному изменению высоты при маневре. Так же влияет на форму петли использование форсажмого режима ра- боты двигателя по сравнению с использованием максимального режима. Если ввод в петлю Нестерова осуществляется на числах М, близких к единице или больших единицы, то в процессе торможе- ния на вводе у самолета возникает тенденция к самопроизволь- ному росту перегрузки (скоростной «подхват»). Летчик должен быть готовым парировать это увеличение перегрузки. 2. Полупетля Основная часть полупетли выполняется так же, как и восхо- дящая часть петли Нестерова. При подходе к верхней точке лет- чик осуществляет поворот самолета на 180° вокруг продольной оси- (выполняет полубочку), переводя самолет'в горизонтальный полет (рис. 16.5). Перед поворотом вокруг продольной оси необходимо уменьшать нормальную перегрузку пу. Этим предотвращается значитель- ное боковое уклонение самолета. Кроме того, уменьшение пере- грузки сопровождается улучшением эффективности поперечного управления самолета, а также увеличением скорости. Как и на петле Нестерова, верхняя часть полупетли может выполняться с 365 небольшими приборными скоростями и значительными углами атаки (до начала полубочки). Выполнение поворота самолета вокруг продольной оси в конце полупетли необходимо производить, удерживая шарик в центре, чем обеспечивается отсутствие скольжения. Этим предотвращает- ся возникновение кренящих моментов, обусловленных повышенной поперечной устойчивостью «а больших углах ататси. Рис. 16.5. Траектория полупетли Области скоростей и высот полета, при которых возможно вы- полнение полупетли, практически совпадают с областями скоро- стей и высот выполнения петли Нестерова. На рис. 16.6 показано изменение параметров при выполнении полупетли. Выполнение маневра в данном случае имеет особен- ность. Летчик начал маневр на числе М, близком к единице. Пос- ле создания необходимой перегрузки он незначительно выбирал ручку на себя. На условной,87-й секунде перегрузка пу начала интенсивно увеличиваться (за 2 с более чем на 2) практически при неизменном положении ручки* управления. Произошёл скоро- стной «подхват», обусловленный торможением от околозвуковой скорости полета до дозвуковой. Для его предотвращения летчику 'необходимо было при уменьшении числа М до определенной ве- личины, как это обычно рекомендуется инструкцией, отдать ручку от себя. В данном случае летчик парировал «подхват» с некото- рым опозданием. При выполнении полупетли скорость, в .верхней точке по ка- ким-либо причинам может оказаться меньше эволютивной. В этом 366 § 16.3. ПЕРЕВОРОТ Ф 4 О -4 -8 -12 -/б Пу 8,0 б. О 4,0 2.0 О случае могут быть применены три метода завершения ма- невра. Если скорость немного меньше зволютивиой, то можно выпол- нить полубочку в верхней точке, но несколько более замедленную, .обратив особое внимание на недопустимость скольжения и vWt плавность работы рулями. При этом скорость может возра- стать еще в процессе полубоч- ки. При еще меньшей скорости в верхней точке следует про- должать выполнение петли, за- тем выполнить полубочку на нисходящей части петли после набора необходимой скорости. И наконец, если скорость в верхней точке очень мала, сле- дует продолжать выполнять петлю (без полубочки), не до- пуская увеличения угла атаки до максимально допустимого значения. Самолет сам опустит нос, перейдет на нисходящую часть петли и увеличит ско- рость полета. Ни в коем слу- чае не следует пытаться пово- рачивать самолет резкими и большими движениями ручки и педалей, так как это может привести к скольжению и по- следующему сваливанию. 70 t,C Рис. 16.6. Изменение параметров при выполнении полупетли (пример) 60 90 100 Траектория переворота имеет форму, показанную на рис. 16.7. Вначале летчик пово- рачивает самолет на 180° вокруг продольной оси (выполняет полу- бочку), а затем осуществляет маневр в вертикальной плоскости, сходный с выполнением нисходящей части петли Нестерова. Переворот требует от летчика выдержим адоия п-ер-е грузки пу, близкой в большинстве случаев к максимально допустимой на большей части переворота. Одной из особенностей выполнения пе- реворота является то, что допущенная ошибка (увеличенная ско- рость ввода, уменьшенная высота ввода, недостато'Ч'Н'ая перегруз- ка в первой половине), как правило, не может быть поправлена и при выполнении переворота на малых высотах возможно возник- новение опасной ситуации. Рассмотрим подробнее особенности выполнения переворота. 367 Минимальные высоты и максимальные начальные значения скорости полета, с которых разрешено выполнение переворота, ограничены из условий безопасности (рис. 16.8). Если летчик вы- полняет переворот с высот, превышающих указанные границы, то при соблюдении инструкции летчику, определяющей технику пило- Рис. 16.7. Траектория переворота тирования, высота полета в конце маневра будет больше мини- мально допустимой. Приборная скорость ввода не должна быть меньше эволютив- ной. Слишком малая приборная скорость невыгодна тем, что не обеспечивает получения достаточной перегрузки и вследствие этого потеря высоты увеличивается. С увеличением приборной скорости ввода в переворот больше некоторой оптимальной вели- чины минимальная начальная высота выполнения фигуры стано- вится больше, так как с увеличением скорости увеличивается ра- диус траектории, несмотря на большую возможную перегрузку. Используемый режим работы двигателя при выполнении пере- ворота зависит от истинной скорости (числа М) ввода в перево- рот. До определенной начальной скорости (числа М) ввода возмож- но выполнение переворота при различных режимах работы дви- гателя, вплоть до форсажного. Этому обычно соответствуют до- звуковые скорости. Начиная с определенного числа М выполнение переворота на максимальном режиме работы двигателя возможно, но для пре- 368 дотвращения интенсивного увеличения скорости необходимо вы- пускать тормозные щитки. Известно, что радиус траектории (при постоянной перегрузке пу) пропорционален квадрату истинной скорости [формула (16.2)], поэтому, если ввод в переворот осуществляется на сверхзвуковой "пр.вв упр.ев Рис. 16.8. Начальные области выполнения переворота скорости, нельзя допускать чрезмерною увеличения скорости при выполнении переворота, так как запаса высоты может не 'хватить для выполнения маневра. Вследствие этого переворот на сверх- звуковой скорости необходимо выполнять при работе двигателя на малом газе (полетном малом .газе), а ,в ряде случаев и с выпу- щенными тормозными щитками. Если на сверхзвуковой скорости начиная с определенных чисел М перевод двигателя на режим малого газа ие разрешается, то при таких скоростях выполнять переворот нельзя. От начальной приборной скорости и числа М полета зависит управление самолетом во время выполнения переворота. Если ввод в переворот осуществляется на малой приборной скорости и малых дозвуковых числах М, то после поворота вокруг продольной оси самолет необходимо вывести на углы атаки, близ- кие к допустимым (определяются по началу тряски или по ука- 369 зателю угла атаки). Пере-грузка пу при этом сравнительно неве- лика. По мер'б увеличения скорости на снижении и выдерживании угла атаки перегрузка будет расти. Ее величину необходимо кон- тролировать, не допуская превышения л? . При таком выполне- нии переворота (три данной начальной скорости) потеря высоты минимальна. Это вызвано тем, что при движении с Су или пэу ^ величина центростремительной силы, искривляющей траек- торию, максимальна, а скорость по траектории наименьшая по сравнению с другим способом пилотирования. Ввод в переворот на околозвуковом числе М (М = 0,8-^0,9) вно- сит особенности в выполнение фигуры, особенно при работе дви- гателя на повышенных режимах. Не следует допускать увеличе- ния числа М больше 0,85—0,9, так как увеличение числа М вызы- вает смещение аэродинамического фокуса назад, что сопровож- дается ростом устойчивости по перегрузке. Известно, что чем боль- ше устойчивость по перегрузке, тем большее отклонение стабилиза- тора требуется для создания заданного угла атаки. Положение усугубляется в том случае, когда система управления выполнена так, что максимальное отклонение стабилизатора при полном от- клонении ручки управления уменьшается с увеличением приборной скорости и остается малым ори сверхзвуковой скорости." В этом слу- чае переворот будет сопровождаться значительной потерей высоты как вследствие боЛыиой истинной скорости, так и из-за меньшей перегрузки. Не допустить превышения указанного числа М можно, если после поворота самолета вокруг продольной оси без задержки энергично создать перегрузку п-у = 5ч-6 и выпустить тормозные щитки. Естественно, что такая .перегрузка может быть создана при определенной приборной скорости. Большая перегрузка вызывает значительное увеличение лобового сопротивления за счет индук- тивной составляющей. Вьипущениые тормоз)ные щитки также при- водят к увеличению лобового сопротивления. В итоге, несмотря на снижение самолета, скорость полета обычно не увеличивается до сверхзвуковой, а даже уменьшается. Если число М все же уве- личивается, то РУД нужно «перевести в положение полетного ма- лого газа. Выполнение переворота на сверхзвуковой скорости приводит к значительной потере высоты из-за большого радиуса траектории, пропорционального квадрату скорости. В процессе маневра (при работе двигателя на малом газе и выпущенных тормозных щит- ках) самолет тормозится, скорость уменьшается от сверхзвуковой до дозвуковой. При проходе околозвуковой зо!ны с уменьшением скорости наблюдается скоростной «подхват», сопровождающийся ростом перегружи. Для предотвращения скоростного «подхвата» необходимо при торможении самолета от сверхзвуковой скорости до дозвуковой несколько уменьшать тянущие усилия и быть гото- вым парировать увеличение перегр|уэвд. 370 § 16.4. ГОРКА Траектория горки состоит из участков В'вода, прямолинейного полета и вывода (рис. 16.9). Горка обычно выполняется <на повы- шенных режимах работы двигателя для максимального набора высоты и сохранения достаточной скорости. В отличие от .петли Нестерова и полупетли не всегда тре- буется выдерживание больших перегрузок на вводе, так как до- стижение заданного угла горюй возможно при вводе с различными Рис. 16,9. Траектория горки (вывод из горки без крена) перегрузками. Однако малые перегрузки приводят к большим ра- диусам траектории ввода, вследствие чего ввод в горку осуществ- ляется вяло и сопровождается значительным увеличением высоты полета, а прямолинейный участок горки значительно сокра- щается. Перевод самолета в прямолинейный полет следует начинать не доходя 3—5° до желаемого значения угла горки, контролируя по- стоянство угла горки по указателю авиагоризонта. В горизонталь- ном полете перед началом ввода в горку желательно установить нулевой угол тангажа кремальерой авиагоризонта. На прямоли- нейном участке горки перегрузка я-/= cos 6. Так, например, при горке с углом наклона траектории 60° пере- грузка n!/=cos60° = 0,5. Вывод из горки осуществляется одним из следующих спосо- бов: без крена, двумя поворотами на 180° вокруг продольной оси (двумя полубочка-ми) и разворотом. При выводе из горки без -крена (по прямой) получить боль- шую центростремительную силу нельзя, поэтому вывод из крутой горки этим способом получается затянутым. Наиболее быстрый вывод из горки достигается двумя полубоч- ками (рис. 16.10). В конце прямолинейного участка после поворо- та на 180° вокруг продольной оси летчик может создать макси- мально допустимую перегрузку для данного режима, а после вы- хода в горизонтальный полет выполнить вторую полубочку. При 371 tatooM способе вывода .из го-рж-й сохраняется йерйойачйлыное на- правление полета. у Рис. 16.10. Траектория горки (вывод из горки двумя полубочками) Вывод из гор'юи разворотом также трои-сходит энергичнее, чем вывод без крана. На рис. 16.11 показано положение самолета при vv ^ ^ Виб ПО А YC06T ^ (г COS в ^<^>^ где Vy — вертискальная скорость перед началом вывода. Пример. Перед началом вывода с перегрузкой % = 5 вертикальная скорость была равна 200 м/с. Потеря высоты равна й"-2.9.810(5-1)^500м' При пологом пикировании потеря высоты при выводе зависит только от вертикальной скорости и перегрузки. Существует распространенное понятие — «просадка» самолета при выводе из гаи миров амия. Оно возникло на том основании, что пр!И выводе из пикирования у летчика может появиться ложное представление, будто самолет должен закончить вывод из пики- рования, а он продолжает терять высоту. Такое представление вызвано следующими обстоятельствами. Вывод из пикирования осуществляется с положительным углом атаки. Величина его мо- жет достигать 8—12°. В определенный момент (положение а на рис. 16.15) самолет занимает горизонтальное положение, т. е. угол тангажа становится равным нулю. Так как угол атаки положителен, то вектор скорости при этом направлен вниз. Выход из пикирования продолжается и будет за- кончен только через определенное время, когда вектор скорости будет направлен горизонтально (положение в на рис. 16.15). Уменьшение высоты на участке а—в и получило название «просадки» самолета при выводе из пикирования. На рис. 16.16 показано изменение параметров на пикировании с углом пикирования 50°. Ввод в пикирование выполнен разворо- том. Пикирование выполнено при положении РУД на малом газе. На большей части пикирования приборная скорость увеличивает- ся, при выводе из пикирования — уменьшается, что обусловлено увеличением лобового сопротивления при создании перегрузки. ГЛАВА 17 МАНЕВРИРОВАНИЕ ПО ПРОСТРАНСТВЕННЫМ ТРАЕКТОРИЯМ § 17.1. УСЛОВИЯ И ОСОБЕННОСТИ ВЫПОЛНЕНИЯ МАНЕВРОВ ПО ПРОСТРАНСТВЕННЫМ ТРАЕКТОРИЯМ В отличие от маневров в горизонтальной и вертикальной плос- костях выполнение маневров по пространственным траекториям сопровождается рядом особенностей, которые влияют на качест- во выполнения некоторых фигур пилотажа. Во-первых, при выполнении маневров по пространственным траекториям должно осуществляться определенное, как правило, изменяющееся сочетание нормальной перегрузки и угла крена. Правильное выполнение пространственных фигур пилотажа обеспечивается большой летной практикой, которая вырабаты- вает чувство управления самолетом. Во-вторых, выполнение маневров по пространственным траек- ториям предъявляет повышенные требования к способности опре- делять положение самолета на различных участках фигур пило- тажа, т. е. к пространственной ориентировке. По своим ощуще- ниям летчик не может определить, где находится земля. При по- ложительной нормальной перегрузке, если нет скольжения, в каком бы положении ни находился самолет, летчик ощущает низ (землю) в направлении сиденья. Отсюда следует вывод, что определять положение самолета в пространстве надо только визуально по естественным ориентирам или по приборам. В-третьих, возможные ошибки при выполнении маневров по пространственным траекториям зачастую обнаруживаются в конце выполнения фигур пилотажа. Попытки исправления ошибок рез- ким отклонением рулей могут привести к неконтролируемым ре- акциям самолета. Та'к, у некоторых самолетов при больших углах атаки дача ноги и возникающее при этом скольжение мо'гут при- вести к энергичному кренению самолета, что обусловлено повы- шенной поперечной устойчивостью. Пространственные маневры в отличие от горизонтальных и вертикальных характеризуются тем, что искривление траектории 378 в проекции на горизонтальную плоскость сопровождается voдно- временным изменением высоты полета. Такое движение обеспечи- вается определенным сочетанием величин нормальной перегрузки и угла крена. Проекция траектории 2 Гоаектппия ка ллос^с/77Ь _.- /раектория развертки Проекция траектории на горизонтальную плоскость Плоскость развертки Горизонтальная плоскость Рис. 17.1. Схема пространственной траектории Пространственный маневр удобно анализировать, рассматривая траекторию в плоскости развертки и искривление плоскости развертки (рис. 17.1). Пло- скость развертки получаем распрямлением плоскости а. Рассмотрим положения самолета и схемы сил, действующих на него в точках 1 и 2. В точке 1 траектория обращена выпуклостью вниз (рис. 17.2, а). Такая кривизна возможна тогда, когда проекция подъемной силы на плоскость раз- вертки больше составляющей силы тяжести, т. е. К cos y>G cos в. Отсюда следует, что нормальная перегрузка пу связана с углом крена у и углом наклона траектории в следующим соотношением: «,> соьв COS •(" Вторая составляющая У sin т (рис. 17.2, б) «закручивает» траекторию в горизонтальной плоскости. Чем больше угол крена при одной и той же нор- мальной перегрузке, тем интенсивнее «закручивается» траектория в горизонталь- ной плоскости и меньше увеличивается высота полета. Увеличение перегрузки при данном угле крена приводит к более сильному искривлению траектории в проекции на горизонтальную плоскость и одновременному значительному изме- нению высоты полета. Выполнить маневр по траектории, обращенной выпуклостью вверх (точка 2 на рис. 17.1), можно с углами крена больше и меньше 90°. На рис. 17.3 пока- заны силы, действующие на самолет при углах крена меньше 90°. Для искрив- ления траектории необходимо, чтобы составляющая силы тяжести G cos в была больше проекции подъемной силы К cos у (рис. 17.3, а). Разность этих сил G cos в -— У cos т является силой, искривляющей траекторию в плоскости раз- 379 вертки. Нормальная перегрузка при этом определяется следующим неравен- ством: пу< ?OSO cos i" Вид по А Ycos^Gcose Траектория Плоскость развертки Gsin0 Ysiiry - Ycosf к как при положительной перегрузке пу вывод само- лета в горизонтальный полет будет вялым. 381 После анализа некоторых особенностей и условий выполнения пространственных маневро-в перейдем к рассмотрению отдельных фигур пилотажа. Необходимо отметить, что боевое маневрирова- ние не состоит только из классических фигур пилотажа. Оно включает в себя элементы отдельных фигур. Кроме того, отдель- ные фигуры пилотажа искажаются, что обусловлено условиями боевого применения. Умение правильно выполнить 'так называемые классические пространственные маневры необходимо для уверенного боевого про- странственного маневрирования. Это является обязательной со- ставной частью подготовки мастера воздушного боя и характе- ризует высокое летное мастерство летчика. § 17.2. КОСАЯ ПЕТЛЯ. ПОЛУПЕРЕВОРОТ Траектория косой петли расположена в одной плоскости, на- клоненной к плоскости горизонта под углом ф (рис. 17.5). Тех- ника ее выполнения представляет собой сочетание техники вы- Рис. 17.5. Траектория косой петли полнения виража и петли Нестерова. При этом выполнение косой петли ближе к выполнению неустановившегося виража, чем петли Нестерова, в следующем смысле. Для выполнения петли Нестерова требуются нейтральные по- ложения педалей и ручки по крену. Возможные отклонения пе- далей и ручки по крену обусловлены необходимостью устранения возникающих по каким-либо причинам скольжения и крена. На правильном вираже педали отклонены, ручка по крену на- ходится практически в нейтральном положении. 382 17 COS ф Ysinfr При выполнении косой петлю требуются как отклонения педа- лей, так и отклонения ручки по крену. При этом, чем меньше угол наклона плоскости петли к горизонту, тем ближе управление са- молетом на косой петле к управлению на вираже. Для того чтобы уяснить эти особенности, необходимо проанализи- kv ровать силы, действующие на самолет в различных точках косой петли. В дальнейшем будем рассматривать левую ко- сую петлю. Естественно, что все закономерности справедливы и для пра- вой косой петли. На рис. 17.6 показаны положения самолета и силы, действующие на него в нижней и верхней части косой петли (на рис. 17.5 этому соответ- ствуют точки / и 3). Составляющая силы тяжести G cos ф, действу- ющая перпендикулярно плоскости косой петли, стремится вывести само- лет из наклонной плоско- сти. Чтобы этого не про- изошло, указанную состав- ляющую силы тяжести необходимо уравновесить. Уравиовешива-ние достигается составляющей подъемной силы У cos 8 (рис. 17.6). При отсутствии скольжения должно выполняться следующее равенство сил: Ксо88 = Осо8ф, (17.1) где 8 — угол между подъемной силой и перпендикуляром к плос- кости косой петли, т. е. угол между плоскостью крыла и плоско- стью петли. В нижней точке фигуры 8=у+ф, а в верхней 8 = вТ—Ф (Т-—Угол крена). Из выражения (17.1) получим связь между нормальной пере- грузкой и углами ф и 8, обеспечивающую выполнение косой петли в одной плоскости: Рис. 17.6. Силы, действующие на самолет при выполнении косой петли _^_ cos ф ПУ ~ cos Ь 9 (17.2) При повороте траекторий на угол 90 и 270° (точки 2 и 4 на рис. 17.5) составляющая силы тяжести Оеозф уравновешивается составляющей подъемной силы У cos у. На рис. 17.7 показами 383 Ycosf Gcosq> силы, действующие на самолет при повороте траектории на угол 90°. Здесь, так же как и при повороте траектории на угол 270°, между перегрузкой и углаими ф и у должно выполняться соотно- шение ___ COS ср У cos 1 * Искривление траектории осуществляется в нижней части фигуры разностью сил F sin 8—Gsir-ф, в верхней точке — суммой сил Y sin 8 + + Gsinc|>, а при углах пово- рота траектории 90 и 270° — составляющей подъемной силы Fsiny. В табл. 17.1 даны потреб- ные углы крена в зависи- мости от угла наклона петли и перегрузки в ниж- ней и верхней точках косой петли. Из этой таблицы следует, что в нижней точке петли угол крена должен быть меньше величины 90°—ф. Так, например, если необходимо выполнить косую петлю с углом наклона ф=45°, то угол крена на вводе в петлю должен быть 'равен 37° (при пУвв = 5), а для косой петли с углом наклона ф=30° угол крена должен быть равен 50° (при той же перегрузке). Таблица 17.1 WKX%^6&^ Рис. 17.7. Силы, действующие на самолет при повороте траектории на 90* при выпол- нении косой петли Потребный угол крена Y ПРИ угле Точки косой петли Перегрузка п наклона петли ф V 30 45 60 75 Нижняя 5 50 37 24 12 6 52 38 25 13 2 94 114 136 158 Верхняя 3 103 121 140 160 4 108 125 143 161 Величина угла крена в верхней точке фигуры также зависит от угла наклона косой петли и перегрузки пу. Чем больше пере- грузка в верхней точке, тем больше должен быть угол крена. Изменение потребного угла крена при выполнении косой петли может создать ложное представление об управлении самолетом 384 по крену. Это обусловлено особенностью выполнения плоских ма- невров. Наклоним мысленно плоскость косой петли до горизонтально- го положения (рис. 17.8). Как видно, траектория имеет форму виража, выполненного с переменным креном (справа на рисунке — положение самолета в начале и конце косой петли, слева — в верхней части). Верхняя точка косой петли Начало и конец косой петли [ (JGOS ср 6 cos ф Рис. 17.8. Изменение угла 8 на косой петле Схема сил, действующих на самолет, также аналогична схеме сил, действующих на самолет на вираже. Отличие в том, что са- молет стал как бы легче и сила тяжести его равна Осозф. Управление самолетом элеронами и рулем направления при выполнении косой петли должно осуществляться так же, как и при выполнении виража. Отклонение ручки по крену зависит от характера изменения потребного угла 8 при маневре. В тех случаях, когда потребный угол 8 увеличивается или уменьшается, ручку нужно перемещать в целях увеличения или уменьшения угла 8. Необходимо иметь в виду, что угол g — это угол между плоскостью косой петли и плоскостью крыла. Если сравнивать косую петлю и вираж, то угол 5 является как бы эквивалентом угла крена, но относительно плоскости выпол- нения фигуры пилотажа. Рассмотрим потребное изменение угла g при выполнении косой петли. Так как в начале и конце маневра 8=-у + Ф, а в верхней точке 8=f—ф, используя зна- чения, приведенные в табл. 17.2, можно получить потребные величины угла 3 в зависимости от перегрузок и углов наклона плоскости косой петли. Таблица 17.2 Потребный угол 5 при угле наклона Точки косой петли Перегрузка п косой петли ф V 30 45 60 75 Нижняя 5 80 82 84 87 6 82 83 85 88 2 64 69 76 83 Верхняя 3 4 73 78 76 80 80 83 85 86 385 Проанализируем полученные данные. Когда ггёрёГрузка в верхней f04Ke меньше, чем при вводе, угол 5 в верхней точке меньше, чем в начале и конце маневра. Различие между этими величинами тем больше, чем меньше пере- грузка в верхней точке и чем под меньшим углом плоскость петли наклонена к линии горизонта. При углах наклона петли 70—80° начальные скорости, высоты и режим работы двигателя аналогичны соответствующим режи- мам при выполнении петли Нестерова. В(вод в косую петлю осуществляется увеличением перегрузки пу и накренением самолета на угол, величина которого зависит от потребного угла наклона петли и начальной перегрузки (табл. 17.1). Дальнейшее выполнение косой петли осуществляется следующим образом. Весь маневр выполняется без скольжения — шарик для этого необходимо удерживать в центре. На восходящей части фигуры до определенного угла тангажа выдерживается заданная перегрузка. При уменьшении скорости до определенного значения самолет может выйти на допустимый угол атаки, в этом случае косую петлю следует выполнять, не превышая ограничений по углу атаки. На нисходящей части пет- Л'и вначале необходимо контролировать угол атаки, а по мере увеличения скорости—.перегрузку. Управление самолетом по крену должно осуществляться сле- дующим образо.м. На восходящей части, когда поддерживается постоянная пере- грузка пу, ручка по крену должна быть нейтральна. При этом крен будет увеличиваться за счет пространственности траектории. При уменьшении перегрузки пу вследствие падения скорости и ро- ста высоты полета ручку по к;рану необходимо слегка отклонить для левой петли вправо, а для правой петли влево. Это необхо- димо для того, чтобы крен в верхней точке петли не превышал необходимой величины. Если при уменьшении перегрузки руч<ку по крену держать нейтрально, то в верхней точке фигуры угол крена будет больше той величины, которая необходима для того, чтобы траектория лежала в одной плоскости. Такое управление самолетом в первой половине косой петли эквивалентно управлению при выполнении неустановившегося ви- ража с уменьшающимся углом крена. Потребное перемещение ручки зависит от угла наклона петли и разницы перегрузок в на- чале косой петли и в верхней точке. Так, при угле наклона косой петли (ф) 30° и перегрузках в нижней и верхней точках, равных соответственно 6 и 2, отклоне- ние ручки должно быть таково, чтобы крен изменился на 18°, а при таких же перегрузках и угле наклона петли 75° — на 5° (по- требное изменение угла крена равно разности углов 8, табл. 17.2). При выборе режима работы двигателя после црохода верхней точки косой петли необходимо учитывать, что выход самолета в область трансзвуковых скоростей нежелателен. Особенности уп- равления самолетом при этом рассмотрены при анализе горизон* тальных и вертикальных маневро-в, 386 На нисходящей части петли, когда перегрузка пу растет, ручку по крену необходимо незначительно отклонить внутрь петли, т. е. пр>и левой петле влево, а при правой петле вправо. Такое откло- нение ручки выполняется летчиком, когда выдерживание траек- тории в одной плоскости осуществляется визуально. При ограни- ченной видимости выдержать траекторию в одной плоскости сложно, так как потребные отклонения ручки по юрену на отдель- ных участках косой петли невелики. В связи с этим на нисходя- щей части косой петли чрезмерное отклонение ручки по крену внутрь петли может привести к входу в спираль. Если на нисхо- дящей части косой петли ручку по крену не отклонять, траекто- рия выйдет из плоскости, однако при этом будет предотвращен . вход самолета в спираль. При подходе к нижи ей точке плавным движением ручки нуж- но уменьшить одновременно крен и перегрузку. При первых тре- нировках целесообразно устранить вначале крен, а затем умень- шать перегрузку. Полупереворот выполняется так же, как вторая половина ко- сой петли. Ввод в полупереворот может осуществляться при тех же начальных значениях скорости и высоты, при которых выпол- няется переворот, однако необходимо учитывать, что при боль- шом угле наклона плоскости полупереворота к линии горизонта скорость будет увеличиваться менее интенсивно. Для ввода в по- лупереворот с горизонтального полета летчик должен накренить самолет на угол меньше 180°. Начальные величины , угла крена в зависимости от наклона плоскости переворота к линии горизонта и перегрузки даны в табл. 17.1. § 17.3. БОЕВОЙ РАЗВОРОТ. СПИРАЛЬ В настоящее время в основном используются два способа вы- полнения боевого разворота, траектории которого показаны на рис. 17.9, а. При выполнении боевого разворота, который можно назвать классическим, самолет переводится в набор высоты с начальным углом крена 5—10°, который в последующем увеличивается до 60—70°. В ко'нце второй трети разворота необходимо постепенно уменьшать угол крена. При таком способе выполнения боевого разворота заключительная часть фигуры выполняется медленно, так как. сила тяжести G и проекция подъемной силы на верти- кальную плоскость К cosy направлены в противоположные сторо- ны (рис. 17.9, а, б). Поэтому нормальная перегрузка пу в послед- ней трети боевого разворота близка к единице. Можно сократить время маневра, вьшолняя его по методу ко- сой петли (рис. 17.9, а, в). Уменьшение времени обусловлено тем, что во второй полови- не маневра (рис. 17.9, в) сила тяжести G и проекция подъемной силы на вертикальную плоскость К cos у направлены в одну сто- рону—центростремительная сила увеличивается, и самолет быст- 387 рее переходит в горизонтальный полет. Однако при тех же на- чальных условиях прирост высоты будет меньше, чем в класси- ческом боевом развороте. Техника пилотирования при выполне- нии боевого разворота по методу косой петли близка к выпол- Лоложеяие / Ycosy Y Т fe Ysinf Положение 2 & Ysinf а Рис. 17.9. Траектория боевого разворота и силы, действующие на самолет нению первой половины косой петли, но проще. Это обусловлено отсутствием требования, чтобы траектория боевого разворота ле- жала в одной плоскости. Для выполнения боевого разворота по методу косой петли не- обходимо накренить самолет в сторону боевого разворота и уве- личить нормальную перегруз-ку пу до 4—6. После того как само- лет накренится на заданный угол, нуж!но вернуть ручку по крену в нейтральное положение и удерживать ее в этом положении в течение большей части маневра. Шарик необходимо удерживать в центре. По мере увеличения высоты скорость будет падать. Для вы- полнения боевого разворота в минимальное время следует под- держивать значительную перегрузку, контролируя выход на не- допустимые углы атаки по тряске, покачиваниям самолета или по указателю угла атаки. При приближении угла разворота к 180° плавным движением ручки управления необходимо умень- шить угол крена до нулевого. Чем больше начальный угол крена при вводе в боевой разво- рот по методу косой петли, тем меньше будет прирост высоты и больше боковое уклонение. 388 Режим работы двигателя при выполнении боевого разворота обоими способами— максимальный или форсажный. Спираль представляет собой пространственную траекторию, «навитую на цилиндр» (рис. 17.10, а). Спираль может быть вос- ходящей и нисходящей. Рассмотрим нисходящую спираль, выпол- ненную с задроссели'рованным двигателем. На рис. 17.10, а по<ка- а Рис. 17JO. Траектория спирали и силы, действующие на самолет заны радиус спирали гсп и потеря высоты ДЯСП за один виток. Если развернуть - цилиндр, получим плоскость развертки (рис. 17.10, б). В плоскости развертки траектория движения имеет вид прямой линии. Прямолинейность траектории в плоскости раз- вертки обеспечивается равенством проекций подъемной силы Ycos-f на плоскость развертки и составляющей силы тяжести GcosO, т. е. Kcosy = Gcose. Отсюда следует, что на спирали имеется вполне определенное соотношение между нормальной пе- релрузкой Ду, углом крена у и углом наклона траектории; __cose ЛУ~ cos!' Потеря высоты за один виток спирали, выполняемой без тяги двигателя с постоянной скоростью, зависит от угла крена и ве- личины скорости. Если скорость HJ спирали близка к наивыгод- нейшей VHB, соответствующей максимальному аэродинамическому качеству, то потеря высоты за один виток будет минимальна при угле крена, равном 45°. При выводе самолета из опирали следует вначале устранить крен, а затем выводить самолет из пикирования. Это обусловлено тем, что если при большом крене вывод из спирали осуществлять только взятием ручки на себя, то составляющая подъемной силы У cosy, выводящая самолет из снижения, будет увеличиваться незначительно и самолет будет входить в более крутую спираль. 389 § 17.4. БОЧКА Бочка относится к фигурам сложного пилотажа, а замедлен- ная бочка, полуторная и многократная горизонтальная и восхо- дящая, относится к фигурам высшего пилотажа. Бочки исполь- зуются как самостоятельный ввд маневра, а также как связую- щее движение при переходе от одного вида маневра к другому. В этом случае обычно выполняется не полная бочка, а только часть ее. Бо'Ч-ки делятся на два вида: штопорные и управляе- м ы е. На большинстве самолетов (за исключением спортивных) выполнение штопорных бочек не разрешается по условиям безо- пасности полета. Рассмотрим только управляемые бочки, которые делятся на два вида: быстры е, выполняемые за 6—8 с, и замедленные, выполнение которых осуществляется в течение 10—15 с. Для выполнения быстрой управляемой бочки необходимо плавным движением ручки управления и педалей вращать самолет вокруг продольной оси с угловой скоростью 45—60 град/с. При выполнении замедленной управляемой бочки требуются четкие отклонения элеронов, стабилизатора и руля направления для выдерживания практически постоянной высоты полета. При выполнении классической замедленной управляемой бочки нор- мальная перегрузка пу и боковая перелрузка nz знакопеременны. Это означает, что в процессе вращения самолета вокруг про- дольной оси циклически будут изменяться углы атаки и сколь- жения в области их положительных и отрицательных величин. Рассмотрим пространственную фигуру пилотажа, имеющую сходство с замедленной управляемой бочкой. Особенностью этой фигуры является то, что при вращении самолета вокруг продоль- ной оси с угловой скоростью 25—35 град/с нормальная пере- грузка все время положительна, скольжение отсутствует —ша- рик в центре. Траектория рассматриваемого маневра имеет спи- ральную форму и может выполняться с горизонтального полета. В этом случае в конце маневра высота полета будет меньше на- чальной. Если перед началом маневра перевести самолет в набор высоты с углом наклона траектории 10—15°. то в конце фигуры высота будет близка к начальной. Рассмотрим выполнение ука- занного маневра на примере. На рис. 17.11 показана траектория фигуры пилотажа, выпол- ненной на //о = 2000 м при Упр = 700 км/ч (вед сзади). Здесь А// — изменение высоты в процессе маневра, г — боковое уклонение. На этом же рисунке приведен закон изменения нормальной перегруз- ки. Перед выполнением бочки летчик увеличил угол тангажа так, что угол наклона траектории в-стал равным 10°. После этого диа- гональным движением ручки летчик сообщил самолету вращение вокруг продольной оси с угловой скоростью около 30 град/с. На второй секунде после создания угла тангажа высота полета уве- личилась главным образом из-за того, что самолету предвари- 390 тельно была сообщена вертикальная скорость. Кроме того, росту высоты способствовало превышение составляющей подъемной силы У cosy 11аА силой тяжести G. АН I пу / '\ X X 6 8 Ю t,G Y = 232* 4 (ас) У cos у =300° (/Ос) Y = 360° re («о Рис. 17.11. Траектория управляемой бочки (вид сзади) Искривление траектории вправо, а следовательно, и боковое смещение вызвано горизонтальной составляющей подъемной силы У sin у, причем интенсивность бокового смещения увеличивается по мере роста крена. Через 2,5 с летчик уменьшил нормальную перегрузку, вследствие чего величина бокового смещения при вы- полнении фигуры уменьшилась. После 4-й секунды, когда угол крена стал больше 90°, составляющая подъемной силы У cos у направлена совместно с силой тяжести вниз. Это препятствовало росту высоты полета и на 6—6,5 с увеличение высоты прекратилось. Перегрузка в течение 4—6 с минимальна и по величине несколько меньше единицы. После шестой секунды, когда крен стал больше 180°, летчик увеличил перегрузку. Такое увеличение перегрузки привело к тому, что сила тяжести G и большая составляющая подъемной силы Усозу, направленные в одну сторону, действовали в сторону 391 уменьшения прироста высоты. Вторая составляющая подъемной силы Узшу в течение 6 ,с препятствовала росту бокового смеще- ния. В конце маневра («на тринадцатой секунде) вращение пре- 02468/0/2 t,c ^/бО'ЧЯс) у=233° (8с) е0=+/ов 1=зоо0 с/ос) 7=S6° (4с) ?4Й° (У5с) ^7=^de С/?с> Рис. 17.12. Влияние начального угла на- клона траектории управляемой бочки на форму ее траектории кратилось, но, так как летчик начиная с девятой секунды умень- шал нормальную перегрузку, после прекращения вращения само- лет снижался с некоторой вертикальной скоростью. 392 На изменение высоты полета оказывает существенное влия- ние начальная вертикальная скорость. Если бы зако'ны изменения перегрузки и угла крена были такие же, как и в предыдущем случае, но летчик не созда'вал бы дополнительный угол тангажа перед началом маневра, конечная высота полета существенно от- личалась бы от начальной. На рис. 17.12 показаны траектории двух управляемых боч>ек (вид сзади). Одна из них (6=10°) была рассмотрена выше (рас. 17.11). Вторая выполняется с горизонтального полета (0 = 0°). Видно, что, если перед началом выполнения бочки летчик не создал дополнительный тангаж, конечная высота существенно от- личается от начальной. В -рассмотренной выше фигуре пилотажа, выполняемой в от- личие от классической бочки с положительными- перегрузками я-у=1-т-2, характерным является значительное изменение высоты полета и относительно большое боковое уклонение. Возможно вы- полнение маневра, близкого к рассмотренному, но отличающегося тем, что в процессе вращения вокруг продольной оси выдержи- вается примерно постоянная перегрузка % = 2,0 и больше. В этом случае изменение высоты полета и боковые уклонения будут еще более значите л ыными. ГЛАВА 18 НЕКОТОРЫЕ ОСОБЕННОСТИ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ ПРИ БОЕВОМ ПРИМЕНЕНИИ § 18.1. ОБЩИЕ ЗАМЕЧАНИЯ ОБ УПРАВЛЕНИИ САМОЛЕТОМ ПРИ БОЕВОМ МАНЕВРИРОВАНИИ Рассмотрение боевого применения современных самолетов, принципов ведения воздушного боя и других тактических задач не входит в задачу учебника по практической аэродинамике. Эти вопросы обычно излагаются в специальных методических посо- биях по боевому применению самолето©. В данной главе будут рассмотрены только некоторые особенности управления самоле- том при боевом применении, связанные с практической аэродина- микой. Для успешного выполнения боевой задачи необходимо отлично знать маневренные и пилотажные свойства своего самолета, их изменение во всем летном диапазоне скоростей и высот полета. Если на самолете установлено крыло с изменяемой стреловидно- стью, то важно знать изменение этих свойств в зависимости от положения крыла. Умение выбрать оптимальные для данных конкретных условий маневр и режим полета о-чень важно для достижения успеха. TaiK, например, при ведении воздушного боя необходимо исходить из следующих основных принципов: — вести бой в наивыгоднейшем для своего самолета диапа- зоне высот и скоростей полета; — стремиться к достижению в ходе боя превосходства над противником по BaaiHiMHOMiy расположению самолетов и их уровню энергии; — экономно расходовать топливо. Реализация этих принципов невозможна, если летчик плохо знает летмо-теянические данные самолета противника, его силь- ные и слабые стороны. При боевом применении выполняются типовые маневры, рас* смотренные в главах 15—17, или их элементы в различных соче- таниях. У самолетов с изменяемой стреловидностью крыла в зависи- мости от характера выполняемой задачи рекомендуется приме- нять три положения стреловидности крыла: малую, среднюю и 394 большую. При этом нужно четко знать основные ограничения са- молета и особенности пилотирования для каждого положения крыла. Самолет при малой стреловидности крыла по аэродинамичес- ким особенностям практически соответствует дозвуковому само- лету, поэтому допустимое число М полета обычно ограничено ве- личиной 0,8—0,85. Наблюдающееся снижение в таком -положении крыла его жесткости и прочности требует введения ограничений по приборной скорости полета и .перегрузке пу. Малая стреловидность применяется в том случае, когда полет выполняется на умеренных скоростях и требуется большое аэро- динамическое качество. Такие маневры, как петля Нестерова, пе- реворот, пикирование с большими углами наклона траектории, обычно не допускаются, так как их трудно выполнить без выхода за пределы ограничений по перегрузке и скорости полета. В случае 'включения форсажа при малой стреловидности крыла следует внимательно контролировать скорость полета, так как разгон на малых и средних высотах весьма скоротечный. В случае необходимости можно перевести крыло на большую стреловидность в процессе разгона, сразу после -включения фор- сажа. При средней стреловидности крыла в дозвуковом диапазоне скоростей самолет имеет лучшие маневренные характеристики, чем при большей стреловидности. Вследствие улучшения несущих свойств крыла уменьшается индуктивное сопротивление. Кроме того, характеристики устойчивости и управляемости при средней стреловидности крыла обьгчно позволяют более точно пилотиро- вать самолет, а летчик лучше «чувствует» управление. В то же время допустимые число М и приборная скорость полета сущест- венно больше, чем при малой стреловидности. При средней стре- ловидности несколько лучше обзор из кабины самолета вследствие уменьшения углов атаки по сравнению с большой стреловид- ностью. Поэтому в качестве пилотажно.го варианта положения крыла обычно рекомендуется средняя стреловидность. Большая стреловидность при пилотаже может применяться в тех случаях, когда обстановка требует выхода при маневре на приборные ско- рости, недопустимые для средней стреловидности. Иногда вводится ограничение числа М полета при выполнении некоторых маневров. Выполнение маневро-в в транезвушвом диа- пазоне скоростей полета (M = 0,85-f-1,1) характеризуется резким изменением устойчивости по перегрузке и скорости, потребных от- клонений ручки управления и усилий на ней на единицу пере- грузки. Так, выполнение эволюции в вертикальной плоскости на числах М>1 требует повышенного расхода ручки управления и больших тянущих усилий, а на высотах более 4000—6000 м для создания перегрузки более 5 на некоторых самолетах ручка вы- бирается практически полностью на себя, в то время как при М<0,9 потребные отклонения ручки и усилия на ней значительно меньше. 395 Изменение устойчивости и потребных отклонений руч-ки управ- ления и усилий на единицу перегрузки в трансзвуковом диапа- зоне скоростей полета может привести при выполнении маневра с торможением от М=1,1 до М = 0,85 к самопроизвольному увели- чению перегрузки— скоростному «подхвату». Темп самопроиз- вольного увеличения перепрузки («подхвата») зависит: — от величины заоаса устойчивости по перегрузке и харак- тера ее изменения; — QT темпа торможения самолета в процессе маневра; — от величины начальной перегрузки. Величина самопроизвольного увеличения перегрузки зависит также от быстроты реакции и точности действий летчика по пари- рованию «подхвата». Излишне резкие движения ручкой управле- ния на некоторых самолетах могут привести к его раскачке. Начало самопроизвольного увеличения перепрузки («подхва- та») обычно соответствует числу М = 0,95-г- 0,97 и не зависит от высоты полета и вида маневра. При выполнении на минимально разрешенных высотах нисхо- дящих фигур пилотажа, связанных с атакой наземных и воздуш- ных целей, следует помнить, что допущенная ошибка (увеличен- ная скорость ввода, перегрузка, меньшая рекомендованной, повы- шенный режим работы двигателя и т. п.) приводит к опасной си- туации и не всегда может быть исправлена. При допущении подобной ошибки необходимо немедленно убрать РУД на упор малого газа с одновременным выпуском тормозных щитков и дви- жением ручки управления на себя создать максимально допусти- мую перегрузку. § 18.2. УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ В ВОЗДУШНОМ БОЮ 1. Выбор маневра Управление самолетом в воздушном бою в значительной сте- пени зависит от вида боя. Анализируя воздушный бой с точки зрения управления само- летом можно выделить следующие его основные этапы: — сближение— вход в область возможных атак; — атака—-удар по противнику с применением средств пора- жения; — выход из атаки; — выход -из боя. По характеру взаимного маневрирования в зависимости от рода применяемого оружия, средств нзаведения и прицеливания, a также характера противодействия можно рассматривать: — простой воздушный бой (атака неманеврирующей цели), состоящий из однократного последовательного выполнения таких элементов, как сближение, атака, выход из атаки и выход из боя; — сложный воздушный бой, т. е. бой с противником, предпри- нимающим интенсивное противодействие и активные наступатель- 396 ные действия с многократным повторением тех или иных элемен- тов простого боя. Летно-технические характеристики самолета, а следовательно, и управление им зависят от области пространства по высоте и скорости, в которой ведется воздушный бой. Правильный выбор маневра в зависимости от вида боя, его этапа, условий, а также от летно-технических и динамических ха- рактеристик самолета в основном определяет конечный результат боя, т. е. эффективность самолета в воздушном бою. Принципы выбора оптимального закона управления самолетом в воздушном бою основываются на результатах анализа воздуш- ной обстановки, тактических приемов ведения боя, летно-техничес- ких характеристик, характеристик оборудования и вооружения своего самолета и самолета противника. Задача отыскания оптимального маневра с учетом всех ука- занных факторов чрезвычайно сложна и в каждом конкретном случае имеет сво-е определенное решение, которое не всегда пред- ставляется возможным найти современными математическими и техническими средствами. Практически решение такой задачи летчик осуществляет в воздушном бою на основании опыта и на- выков ведения воздушного боя на современном самолете. Однако некоторые общие соображения следует учитывать заранее. Наиболее очевидным правилом выбора оптимального маневра следует считать принцип сохранения и накопления энергии, кото- рый можно сформулировать так: из всех возможных вариантов выполнения боевого маневра, необходимого в данной конкретной ситуации, выбирать такой, который при условии выполнения по- ставленной задачи приводит к максимальному энергетическому преимуществу над противником. Атака воздушной цели начинается с момента выхода самолета в зону возможных ата<к, под которой следует понимать область возможных положений истребителя относительно цели, из кото- рой он может осуществить выход в зону возможной стрельбы и применить оружие. Ата-ка в воздушном бою представляет со*бой более широкое понятие, чем прицеливание и огневое воздействие по цели, так как оборонительное маневрирование цели предполагает необхо- димость выполнения соответствующего контрманевра, обеспечи- вающего выход в исходное положение для атаки с применением одного из видов бортового оружия и позволяющего сохранить тактически выгодное положение. Обычно первую атаку летчик выполняет, будучи «.пространст- венно» связанным с целью, высотой и скоростью. Последующее маневрирование и последующие атаки летчик может проводить там, где это ему более выгодно, стремясь затянуть противника в область наиболее эффективного использования своего самолета. Ата<ка цели, как правило, должна выполняться с полным ис- пользованием возможностей силовой установки. Исключения мо- гут быть при атаке нескоростных целей с ограниченной маневрен- 397 ностью. Однако следует иметь в виду, что непрерывное использо- вание форсажного режима работы двигат-еля даже в процессе сложного боя с серией маневров и контрманевров приводит к большим расходам топлива. При увеличении подъемной силы (нормальной перегрузки пу) увеличивается угло-вая скорость и уменьшается радиус разворота. Однако выполнение предельного неустановившегося («форсиро- ванного») разворота приводит к уменьшению уровня энергии са- молета, т. е. к уменьшению скорости или высоты полета. Поэтому логика управления подъемной силой, основанная на принципе со- хранения энергии, предписывает использование максимальных значений подъемной силы (нормальной перегрузки пу) только в тех случаях, когда потеря энергии при интенсивных разворотах оправдана (например, при большой начальной скорости). При этом не следует, кроме случаев крайней необходимости, допускать уменьшения скорости менее величин, обеспечивающих оптималь- ное маневрирование (обычно 700—800 км'/ч). В процессе сложного боя при выполнении маневров и контрма- невров летчику приходится учитывать ряд противоречивых требо- ваний. С одной стороны, он должен выйти в зону возможных атак или уклониться от атаки противника, что часто требует исполь- зования предельных возможностей самолета и своего организма, с другой —должен хотя бы сохранить уровень энергии самолета, что зачастую решает исход боя. Поэтому необходимо руководст- воваться следующим: 1) при прочих равных условиях разворот наиболее эффекти- вен (в смысле наименьшей потери энергии при развороте на за- данный угол), если вектор силы тяжести не направлен против вектора подъемной силы (нисходящий маневр в положении, близ- ком к перевернутому); 2) предельный разворот с максимально возможной перегрузкой и уменьшением скорости («форсированный разворот») целесообра- зен только при наличии избытка скорости над оптимальной для маневра, а также в критические моменты для завершения атаки или выхода из-под удара; в остальных случаях не следует созда- вать перегрузку, приводящую к падению скорости, ниже опти- мальной; 3) в интервалах между предельными разворотами изменение направления полета должно быть непрерывным в целях затруд- нения маневра противнику; 4) на самолете-истребителе с меньшей тяговооруженностью требуется повышенный режим работы двигателя. 2. Управление самолетом в воздушном бою с использованием двигательных ощущений (кинестетического восприятия) Воздушный бой характеризуется больщим диапазоном изменения парамет- ров движения самолета за достаточно короткое время и, кроме того, резким возрастанием недостатка времени на получение и обобщение зрительной инфор- мации о параметрах самолета. В воздушном бою летчик основное внимание уделяет визуальному поиску противника, анализу воздушной обстановки 398 и выбору оптимального маневра в ущерб контролю за состоянием самолета и параметрами его движения по приборам. Если в обычном полете летчик более 80% информации о режиме полета получает, наблюдая за показаниями прибо- ров, то в воздушном бою поступление информации о режиме полета по прибо- рам значительно снижается и решающее значение приобретает способность лет- чика «чувствовать» самолет, не глядя на приборную доску. «Чувство» самолета и скорости полета не является каким-то особым свой- ством, присущим только отдельным людям. Это результат подсознательного анализа летчиком «второстепенных» сигналов о режиме полета, получаемых ор- ганами чувств. По этим сигналам он способен достаточно точно представить себе состояние самолета, не глядя на приборы. Такими сигналами могут слу- жить акустический шум, вестибулярные ощущения в сочетании со зрительными, вибрации (например, аэродинамическая тряска при выходе на большие углы атаки), восприятие состояния самолета через рычаги управления и др. Роль сиг- налов в формировании у летчика «чувства» самолета различна. С этой точки зрения сигналы, несущие информацию, можно оценить в двух взаимосвязанных аспектах. Один из них — позволяет ли данный сигнал дать летчику достоверную информацию о протекаемом процессе, а если позволяет, то насколько полно. Второй аспект — насколько точно данное ощущение способно сформировать у летчика представление о происходящем процессе. Детальный анализ информативности сигналов, поступающих к летчику, а также их совокупности как единого целого представляет весьма сложную за- дачу. Однако в первом приближении можно принять, что в воздушном бою для летчика основными параметрами состояния самолета являются уровень энергии (скорость, высота), подъемная сила, тяга и крен. Если подъемная сила через перегрузку достаточно хорошо воспринимается акселерационными ощущениями, то крен летчик воспринимает только периферийным зрением, а скорость, высоту и угол атаки летчик не может ощущать непосредственно через свои органы чувств, контроль же за этими параметрами в процессе воздушного боя по при- борам, как отмечалось, крайне ограничен. Поэтому необходимы дополнительные сигналы, позволяющие компенсировать недостаток информации. Информация, получаемая летчиком в воздушном бою, в конечном счете пре- образуется в сигналы управления — двигательную реакцию рычагами управления самолета. Движения, осуществляемые при этом, сами являются источником и объектом особого рода ощущений, так называемых двигательных или кинесте- тических. Эти ощущения выступают в качестве сигналов обратной связи и иг- рают существенную роль в построении двигательной реакции, обеспечивая ее регулирование и корректировку. Однако этим не исчерпывается роль кинесте- тических восприятий. Положение ручки управления и величина усилий, прикла- дываемых к ней, сами по себе в определенной степени могут служить указате- лем состояния самолета, параметров его полета. Необходимым условием этого является обеспечение определенного однозначного соответствия между положе- нием и загрузкой рычагов управления и параметрами движения самолета, т. е. выполнение первого из названных выше аспектов. Так, например, если у само- лета, устойчивого по скорости на малых и средних высотах, при малой скоро- сти для выдерживания горизонтального полета ручка управления значительно отклоняется на себя, а в процессе разгона ее необходимо отклонять от себя и на максимальной скорости она находится у приборной доски, то можно заклю- чить, что подобный информационный сигнал (изменение положения ручки уп- равления и усилий на ней) способен сформировать у летчика мнение о вели- чине скорости полета. Другой информацией о состоянии самолета может служить его реакция по углу атаки и перегрузке на управляющие воздействия рычагами управления самолетом. Если на больших скоростях самолет довольно энергично реагирует на отклонение рычагов управления, а на малых, скоростях слабо и вяло (на- пример, при отклонении элеронов), то степень изменения этой реакции по мере изменения скорости также может служить информацией о величине скорости полета. Таким образом, кинестетические восприятия положения рычагов управ- ления и изменение реакции на их отклонение способны стать дополнитель- ными сигналами о режиме полета. Однако этим не исчерпывается решение задачи. 399 Как было сказано выше, точное определение летчиком состояния самолета, не глядя на приборы, зависит от его способности по кинестетическим ощуще- ниям определять параметры полета. Исследования, проведенные в этом направ- лении, показывают, что человек в принципе обладает такими способностями. При этом уровень опыта, а также соответствующие тренировки летчика оказы- вают .значительное влияние на точность получаемых результатов. Достаточно точной информацией о величине угла атаки является естествен- ная тряска самолета. Однако из-за аэродинамической компоновки на отдельных современных самолетах тряска начинается значительно раньше, чем сваливание самолета, поэтому выполнение боевых маневров предполагается в зоне тряски. В этих случаях важную роль играет система информации о значении угла атаки через управление с использованием кинестетических анализаторов летчика, на- пример создание искусственного подергивания педалей или ручки по мере при- ближения к допустимому значению угла атаки (так называемая «тактильная сигнализация»). Дифференциация интенсивности этого сигнала по его величине в зависимости от величины и темпа изменения угла атаки обеспечивает свое- временное предупреждение летчика о выходе самолета на предельные режимы. Существенным преимуществом кинестетических восприятий перед другими видами ощущений является их высокая помехозащищенность и отсутствие воз- можности появления каких-либо опасных иллюзий. Таким образом, достаточная тренировка летчиков в определении состояния самолета по дополнительным информационным сигналам, в том числе и по кине- стетическим восприятиям, позволяет пилотировать самолет при ведении воздуш- ного боя с использованием предельных режимов, не контролируя режимы полета по приборам. Заметим, что использование при ручном управлении автоматов демпфирова- ния может оказать влияние на кинестетическое восприятие летчиком изменения режима полета. Как было показано в главе 11, включение автоматов демпфиро- вания в систему управления может не только улучшить, но и ухудшить условия пилотирования. Если естественное демпфирование мало или недостаточна устойчивость, ав- томат демпфирования оказывает благоприятное влияние на поведение самолета и его управляемость. При включении демпфера уменьшаются забросы парамет- ров, более быстро затухают возникающие колебания, увеличиваются излишне малые расходы ручки управления и усилия на ней, что упрощает пилотирование самолета. Особенно благоприятное влияние оказывает автомат демпфирования для погашения слабозатухающих боковых колебаний у современных самолетов с изменяемой стреловидностью при большом угле стреловидности крыла, когда движение крена преобладает над движением рыскания. Однако при включении автомата демпфирования из-за срабатывания демп- фера полному отклонению ручки будет соответствовать неполное отклонение ру- левой" поверхности, что на отдельных режимах полета может ограничить манев- ренные возможности самолета. Вследствие этого при выполнении энергичных маневров, связанных с вращением самолета, например, вокруг продольной оси, летчику на некоторых самолетах рекомендуется для повышения эффективности и облегчения поперечного управления отключать демпфер в канале крена. § 18.3. УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ ПРИ БОЕВОМ ПРИМЕНЕНИИ НА МАЛЫХ ВЫСОТАХ 1. Выдерживание высоты при визуальном полете с использованием центральной марки прицела Для выдерживания предельно малой высоты над пересеченной местностью можно использовать центральную марку прицела. При этом учитывается то обстоятельство, что при полете с постоянной скоростью угол ц между вектором скорости и направлением 400 взгляда летчики через определенную точку на сетке прицела не изменяется (рис. 18.1). Для удобства используется центральная марка прицела, отклоненная на определенный угол ji. Высота полета Я, дальность DB до точки пересечения линии визирования через центральную марку с поверхностью земли и угол |л связаны соотношением Н ^-тг- —-р- ""-- *->^*-* "D ь. j I p. ssJO U ^^^ШШЩщ^щ WopAi крьма ...^i-*---^------1оГ'15пр 0сб щ/- ^^r^in"^^ ^ «*«$> ^<*-Ф+оелр О^Фпр. Vnp,KM/4 <Рпр С 1100 J / // м - — _J ^ / и // // / 0=15000кг с / k 7 / 1 / г / ^ иооо ^ \ / ч Г / / / / / 13000) \/ у * А Г tn 00 ^ / / / /2000N \ / /У / /У 1U — « / / / X / / г [f/ 11 000. \ [У / ч / / / г /0004 \ / ^ У / / / / г / А / / s \ Г / / N / / / / // / П V V / П( чл / / / / ^ / / J / А / f •i/i /и / / / / / / / V V / / / / X < / ч+45 / / / / /' / \/ Л, /t К / ч+30 ° / / у у / у / /> , / Л 6 % / ^15 ) 1 / / / f f / 1 DO; / ^ /; *х 4(j 1 / / / / f / i / о г^ У г -/5е t J > j / / 1 1 / / л/ г / $ V ' \ t= -30е j т х / i / / / / / i / / / л/ ^ / / > / / f /' / '/ / { г i 1 7ЙО 800 SOO /000 VUGJTI * 20 V (J 1 п /CAf/«/ Рис. 18.2. Номограмма для определения угла фпр По этому графику можно определить также угол атаки а при полете в конкретных условиях. Расчетный угол можно подобрать практически в полете, заняв желаемую высоту и отклонив на какой-либо угол центральную марку, после чего выдерживать примерно постоянное расстояние, на котором визируется марка на поверхности земли. С уменьшением веса самолета уменьшается угол атаки. В по- лете с течением времени при выдерживании дальности визирова- ния высота полета будет незначительно увеличиваться. 2. Обеспечение безопасности полета при атаке наземной цели Основным в обеспечении безопасности полета при атаке на- земной цели является высота вывода из пикирования. При атаке цели с пикирования самолет следует выводить из атаки так, чтобы не попасть в область^разлета осколков после взрыва снарядов (рис. 18.3). 402' Минимальная дальность вывода из пикирования определяется по формуле I/; °™=гУ27я?=1)+1 - где г—радиус разлета осколков от взрыва снарядов. Рис. 18.3. Схема атаки наземной цели Поскольку при стрельбе из пушек радиус разлета осколков сравнительно мал, то в формуле радиус г заменяют минималь- ной безопасной высотой выхода из пикирования в горизонтальный полет Ятщ. Пикирование с момента примерного наложения марки на цель имеет участки прицеливания, стрельбы и создания перегрузки, по- требной для выхода из пикирования. Дальность начала прицеливания может быть определена по формуле DQ = DEM+V(tup + tw + tny), где /Пр, ?Стр, tn —время прицеливания, стрельбы и создания пе- регрузки соответственно. Высота начала и конца прямолинейного участка пикирования определяется в зависимости от угла пикирования в: //„ = Ц, sin в; #Bblx==DBblxsine. При практических расчетах удобно пользоваться номограммой, приведенной на рис. 18.4. Последовательность определения даль- ности начала выхода из пикирования: V-+/iv-*Dn-»Dn 403 ь*Х О 4-ъ ~VfW* *°°° 26°° iOQO Рис. 18.4. Номограмма для определения дистанции выхода 500 10GO 1500 V.KM/4 из пикирования ?}вых ---; ]/" 2Rr + г2 Наиболее часто встречающаяся ошибка при выводе из пикиро- вания—затягивание участка пикирования для более точного по- ражения цели или для того, чтобы увидеть результаты стрельбы с последующим чрезмерным увеличением перегрузки. При грубых ошибках может либо не хватить высоты для вывода из пикиро- вания, либо вывод потребует настолько сильного увеличения пере- грузки, что самолет может быть выведен на режим «подхвата» или сваливания. ГЛАВА 19 ПОЛЕТ НА МАКСИМАЛЬНУЮ ДАЛЬНОСТЬ § 19.1. ДАЛЬНОСТЬ И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ ХАРАКТЕРНЫХ ЭТАПОВ flO ЛЕТ А Под дальностью полета понимается длина проекции тра- ектории полета на земную поверхность. Пролететь расстояние между двумя точками можно на различ- ных высотах и скоростях, режимах работы двигателей и углах стреловидности крыла. При этом в каждом варианте режима по- лета будет затрачено различное время и различное количество топлива. Для наиболее полной реализации боевых возможностей самолета необходимо выбрать такой режим полета, который обес- печивал бы минимальный расход топлива для полета между двумя заданными точками или, что то же самое, при данном запасе топ- лива позволил бы достичь максимальной дальности полета. В некоторых случаях требуется обеспечить максимальную про- должительность полета, например при дежурстве в воздухе. Для удобства анализа и выбора наивыгоднейшего режима по- лета в смысле достижения максимальной дальности или продол- жительности всю траекторию полета разбивают на характерные участки, режимы полета на которых резко отличаются один от другого. Например, при обычном перелете из одной точки в дру- гую таких участков получается всего три: набор высоты, крейсер- ский режим (горизонтальный полет или полет с постепенным на- бором высоты за счет выработки топлива) и снижение (рис. 19.1, а). В других случаях по тактическим соображениям профиль полета может иметь другую, более сложную конфигура- цию (рис. 19.1, б, в). Однако во всех случаях будут иметь место именно три указанных характерных участка, из которых может быть набран любой профиль полета. Далее мы проанализируем каждый из этих характерных участков, их взаимное влияние и роль каждого из них для достижения максимальной дальности полета. Обычно полет на максимальную дальность выполняется на до- звуковых режимах. В этом случае при наборе высоты скорость из- меняется сравнительно мало. Однако конкретная ситуация может 406 вызвать необходимость полета йа максимальную дальность С ЁЫ- ходом на сверхзвуковые скорости полета, например при перехвате сверхзвуковых самолетов. Данный случай является наиболее об- щим. Поэтому основное внимание в дальнейшем будет уделяться именно этому случаю. •*$SSr~L V///sS? Рис. 19Л. Варианты профилей полета 1. Дальность и продолжительность полета при наборе высоты и снижении Характерным свойством участка набора высоты современных маневренных самолетов является большой расход топлива, осо- бенно при разгоне до сверхзвуковых скоростей и при наборе вы- соты, близкой к потолку. В этом случае расход топлива может составлять до 40—60% всего запаса топлива. Поэтому от того, насколько экономно был выполнен участок подъема и разгона, зависит и суммарная дальность полета. Пусть, например, на подъем и разгон расходуется 50% всего запаса топлива. Остальные 50% затрачиваются на все другие этапы: на руление, взлет, снижение и посадку, на ведение боя или пребывание над целью и, наконец, на горизонтальный полет до цели и обратно (сюда же входит и гарантийный запас топлива). Как видим, на горизонтальный полет, от которого значительно за- висит суммарная дальность полета, остается топлива не более 20—30%. Если при подъеме и разгоне нам удалось, к примеру, сэкономить 10% топлива, то за счет этой экономии дальность гори- зонтального полета можно увеличить на 20%. И наоборот, пере- расход топлива на набор высоты и разгон значительно уменьшит дальность горизонтального участка, а следовательно, и суммарную дальность полета. Существуют специальные методы определения наивыгоднейше- го по расходу топлива режима подъема и разгона для каждого 407 режима работы двигателя. Полученные с помощью этих методов оптимальные режимы проверяются в летных испытаниях и вклю- чаются в инструкцию летчику по эксплуатации и технике пило- тирования самолета в виде законов изменения скорости по высоте. Соблюдение этих режимов очень важно для полной реализации боевых возможностей самолета. Расход топлива 0Тц и дальность LH.P при наборе высоты и разгоне самолета можно приближенно определить по следующим формулам: GT =(?±) (Н9 -Нэ )-Гт77Тг^тгЛ АЯЭ; (19.1) тн.р VVXf/cpV экон энач; LM-^—OJcp АЬР-^) *НЭ, (19.2) * \ пх /ср где Сс—секундный расход топлива; V—истинная скорость, м/с; Нэ и Нэ —начальный и конечный уровни энергии при наборе высоты и разгоне. Из формулы (19.1) следует, что расход топлива на набор вы- соты и разгон пропорционален весу самолета и заметно зависит от лобового сопротивления, особенно при малых избытках тяги. Поэтому в инструкции по расчету дальности и продолжительности полета включаются таблицы времени, пути и расхода топлива на набор высоты для различных весов самолета и различных подве- сок. Расход топлива GT пропорционален секундному расходу топлива, который при включении форсажа возрастает в 3—4 раза. Поэтому момент включения форсажа при наборе высоты и разгоне определяется специальными методами, проверяется в испытаниях и рекомендуется в инструкциях летчику. Наконец, из той же фор- мулы (19.1) очевидна и причина большого расхода топлива на подъем и разгон: расход топлива пропорционален приросту меха- нической энергии: АЯЭ = #экон ~ ^энач» а уровни энергии совре- менных самолетов очень высоки. По этой же причине дальности снижения (планирования) сов- ременных сверхзвуковых самолетов при большой начальной истин* ной скорости могут быть также очень большими. Определим дальность планирования с уменьшением скорости с помощью энергетического метода. Горизонтальная проекция скорости ^ = у cos в. (19.3) Изменение механической энергии определяется по формуле ~jf=Vnx. (19.3') 408 Поделив почленно равенства (19.3) на (19.3'), найдем dl __ cose <1НЭ~ пх ' Если учесть, что при планировании п -p-Q~ о ПХ — Q ---- Q » и предположить, что планирование практически прямолинейно, т. е. выполняется условие прямолинейности G cos 6 = У, то найдем dL G cos e Y анъ~~ Q ~~ о = -/С. Приняв для приближенных расчетов /С ^/Сер = const, получим формулу для дальности планирования с торможением: -.„.,-- ^ср ДЯ9 - КсР (Яэнач - ЯЭкон). (19.4, Если планирование происходит с постоянной кинетической энергией (с постоянной скоростью), то ^знач— ^экон = #нач — HKW. И тогда из формулы (19.4) как частный случай получается широ- коизвестная формула для дальности планирования с постоянной скоростью Ln *= /\Ср (/7нач -f-i-кон/' Рассмотрим пример расчета дальности планирования с тормо- жением сверхзвукового самолета с высоты Янач = 20 км до высоты #кон=1 км с уменьшением скорости от 2800 км/ч (800 м/с) до 720 км/ч (200 м/с) со средним аэродинамическим качеством /Сер = 5: «...,-^ + 20000-52600 м; ^KOH = ^+JOOO = 3040м; - ДД, — 52600 - 3040 « 49000 м; ?п.т = 5Х 49 = 245 км. Как видим, планирование с уменьшением скорости, т. е. с ис- пользованием накопленной кинетической энергии, дает существен- ный вклад в суммарную дальность полета. При планировании с постоянной скоростью и даже с большим аэродинамическим качеством (на дозвуковой скорости) дальность получается значительно меньше. Например, при такой же потере высоты (ДЯ=19 км) и при /ССр=7 получим 1П = /ССРДЯ=7Х 19= I33 км. Чтобы достичь максимальной дальности на участке снижения, следует планировать с максимальным качеством. Для этого удобно 409 использовать указатель угла атаки, если заранее определить длй различных чисел М приборные значения угла атаки аНВп , на которых реализуется максимальное качество. Для дозвуковых и сверхзвуковых скоростей значения анв будут заметно различными. Так как в горизонтальном полете с большой скоростью углы атаки меньше наивыгоднейшего, то при увеличении а до анв само- лет вместо снижения перейдет в набор высоты. По мере уменьше- ния скорости при сохранении а = анв самолет будет постепенно пе- реходить к горизонтальному полету и к снижению. Таким образом, при сохранении максимального качества про- филь снижения будет криволинейным, выполнимым с помощью указателя угла атаки. Проще (вернее, привычнее) осуществить уменьшение скорости в горизонтальном полете с постепенным увеличением угла атаки до анв, а затем перейти на снижение. Однако в этом случае даль- ность-снижения будет несколько меньше. На самолетах с изменяемой стреловидностью крыла для до- стижения максимальной дальности снижения с уменьшением ско- рости следует постепенно уменьшать стреловидность крыла в со- ответствии с ее оптимальными значениями, показанными в каче- стве примера на рис. 19.5. Время набора высоты и разгона со- ставляет малую долю всего -времени полета на максимальную дальность. 2. Дальность и продолжительность горизонтального полета Расход топлива, время и дальность горизонтального полета с разгоном определяются по тем же формулам, что и в наборе вы- соты с разгоном, так как основная доля энергии, заключенной в топливе, в этом случае также расходуется на увеличение механи- ческой энергии самолета. Рассмотрим лишь установившийся пря- молинейный горизонтальный полет, в котором энергия топлива расходуется только на преодоление лобового сопротивления са- молета. Дальность в километрах и продолжительность в часах такого полета определяются по известным формулам: / _G*r.n. Лг*п~ 9т. п* t -°'г.« ''•"-"сТ- Располагаемый запас топлива на горизонтальный полет 0Тг n можно легко 'найти, если известны расходы на других участках по- лета (они даются в инструкции по расчету дальности и продол* жительности): °Ъ п - GT - (°тзем + °тн. р + Стен + От™ + + <Ч,.+ 0ТГ.Р+0Т„..)- 410 Гарантийный запас топлива (7Тгар предусматривается на воз- можное изменение навигационной и метеорологической обстанов- ки, отличие расхода топлива от указанного в инструкции, ухудше- ние аэродинамики самолета в процессе его эксплуатации и т. п. и обычно составляет 5—7% всего запаса топлива. Километровый расход топлива q в килограммах на километр определяется делением часового расхода топлива Сн в «килограм- мах в час на истинную скорость в километрах в час. Учитывая, что СЛ = СУДЯ (19.5) и что для установившегося полета P = Qr, найдем п— с/г _ ^УДр — ^уд^г — ^удG HQfi\ " у у у /(V" f viy'D/ где V—истинная скорость, км/ч; ^ о КГ/Ч Суд — удельный расход топлива, кг Т7ЯГИ . Очевидно, чем меньше километровый и часовой расходы топ- лива, тем больше дальность и продолжительность горизонтального полета. Для определения скоростей, при которых километровый и ча- совой расходы топлива будут минимальными, проанализируем формулы (19.5) и (19.6). Тяга двигателей, необходимая для установившегося полета, может быть значительно меньше максимальной, особенно на ма- лых высотах. Удельный расход топлива Суд, как было показано в главе 3, сравнительно мало изменяясь в зависимости от высоты и скорости, существенно зависит от дросселирования двигателя: при значительном дросселировании с уменьшением тяги до (0,2-5- -*-0,3)Pmax удельный расход возрастает в 2—1,5 раза (глава 3, рис. 3.6). На средних и больших высотах, где тяга находится в пределах от 0,5Ртах до Ртах, удельный расход топлива при дросселировании изменяется сравнительно мало. Поэтому, учитывая, что P = Qr, по формуле (19.5) находим, что минимальный часовой расход топли- ва, а следовательно, и максимальная продолжительность гори- зонтального полета будут на той скорости, при которой Qr мини- мально, т. е. на наивыгоднейшей скорости (рис. 19.2): Vb*-V»' На малых высотах ввиду больших избытков тяги требуется значительное дросселирование двигателя, при котором Суд увели- чивается, что невыгодно. Поэтому минимальный часовой расход топлива достигается п< скорости^ несколько большей наивыгод- нейшей, при которой требуется меньшее дросселирование двига- теля. 411 "/пах шах Рис. 19.2. Режимы максимальной дальности и максимальной продолжительности горизон- тального полета Из формулы (19,6) следует, что на средних и больших высотах, где Суд можно считать практически постоянным, минимальный ки- лометровый расход топлива, а следовательно, и максимальная дальность горизонтального полета будут достигаться на скоро- сти, при которой отношение Q?/V минимально. Такая скорость назы- вается крейсерской (VKpc). Она определяется прове- дением касательной к кри- вой Qr из начала коорди- нат (рис. 19.2). На малых высотах в связи с увеличением Суд при значительном дроссе- лировании двигателя ско- рость минимального кило- метрового расхода топли- ва несколько увеличи- вается по сравнению с крейсерской. В инструкциях по рас- чету дальности и продол- жительности полета кон- кретных самолетов для каждой высоты приво- дятся режимы полета, на которых достигается максимальная даль- ность и продолжительность полета. На рис. 19.2 заштрихованы области скоростей горизонталь- ного полета, оптимальных по условиям максимальной продолжи- тельности VtmiaL и максимальной дальности VLmw С увеличением высоты уменьшаются избытки тяги над лобовым сопротивлением и, следовательно, требуется все меньше и меньше дросселировать двигатель. При этом удельный расход топлива до некоторой высоты, меньшей потолка на 2—3 км, уменьшается, а далее несколько возрастает (рис. 3.6). Этим и определяется вы- сота, на которой достигается максимальная продолжительность горизонтального полета. Километровый расход топлива с высотой уменьшается значи- тельно сильнее, чем часовой, так как кроме уменьшения Суд здесь большую роль играет увеличение крейсерской (истинной) скоро- сти полета ввиду смещения кривых лобового сопротивления Qr на большие истинные скорости (глава 10, рис. 10.8). Истинная скорость горизонтального полета с постоянным Су (СУнв или СУк J будет увеличиваться с высотой пропорционально 1/]/"/Г, а именно у- 1/"2в" - , / 2G - } У~^~ - v« v - V ic>s~ у _Р_С s~yr V POC,S~/.г* Р° Ро у 412 Приборная скорость при этом остается постоянной. На рис. 19.3 показан пример изменения километрового расхода топлива по приборной скорости для различных высот. Как видно из этого графика, приборная скорость режима максимальной даль- ности уменьшается с высотой (приближаясь к крейсерской), а километровый расход qm\^ при увеличении высоты от нуля до 10 км уменьшается более чем в два раза за счет роста истинной скорости уменьшения тем- пературы воздуха и сте- (дг,кг//оиг пени дросселирования дви- гателя, влияющих на удельный расход топлива. Наивыгоднейшая вы- сота, на которой дости- гается минимальный ки- лометровый расход топ- лива, располагается на 1—2 км ниже дозвукового потолка. При выгорании топ- лива вес самолета посте- пенно уменьшается, что приводит к увеличению высоты потолка, а вместе с этим и наивыгоднейшей высоты, на ко- торой километровый расход топлива минимален. Следовательно, для достижения максимальной дальности нужно, постепенно уве- личивая высоту соответственно изменению веса самолета, все время лететь на наивыгоднейшей высоте. Набор высоты при этом происходит с очень малым углом на- клона траектории, а для выдерживания такого режима на высо- тах больше 11 км достаточно при заданном режиме работы двига- теля сохранять число М полета постоянным, и самолет сам будет набирать высоту по мере уменьшения веса. Такой режим полета называют полетом по потолкам. Дальность полета по потолкам рассчитывается с учетом пере- менного веса по формуле зоо 500 *°° Vnp,KM/4 Рис. 19.3. Зависимость километрового расхода топлива от высоты полета и приборной ско- рости / _ KV*по„ач Ln.a- — ing----, 'УД (19.7) где аэродинамическое качество /С, скорость и удельный расход топлива соответствуют скорости и высоте минимального километ- рового расхода и остаются постоянными в течение всего полета по потолкам, а километровый расход в соответствии с формулой (19.6) уменьшается пропорционально весу. В полете на сверхзвуковых скоростях, для достижения кото- рых необходимо использование форсажа, часовой расход топлива в 3—4 раза С >льше, а продолжительность меньше, чем в полете на дозвуковых скоростях. При включении форсажа удельный расход топлива возрастает в 2—2,5 раза. Километровый расход топлива 413 при этом возрастает в меньшей степени, так как он обратно про- порционален скорости [формула (19.6)]. Для самолетов, которые будут летать на числе М = 3 и более, возможно уменьшение кило- метрового расхода топлива за счет скорости настолько, что он станет меньше, чем на дозвуковых скоростях на бесфорсажных режимах работы двигателя. Однако это не означает, что макси- мальная суммарная дальность будет достигаться на сверхзвуковых скоростях с использованием форсажных режимов. Дело в том, что потребуется много топлива для достижения числа М^З. § 19.2. СУММАРНАЯ ДАЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА И ВЛИЯНИЕ НА НЕЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ ФАКТОРОВ Различают три характеристики дальности полета: техническую, практическую и тактическую. Техническая дальность полета — это максимальное расстояние, которое мог бы пролететь самолет в стандартных ат- мосферных условиях и безветрии до полного израсходования топ- лива от взлета до посадки. Практическая дальность полета — это максималь- ное расстояние, которое может пролететь самолет в реальных ме- теоусловиях с учетом расхода топлива на запуск двигателей, ру- ление перед взлетом и после посадки, возможный повторный заход на посадку, а также с учетом невырабатываемого остатка топлива и гарантийного запаса. Техническая и практическая дальности существенно зависят от высоты полета и являются важными летными характеристиками, по которым самолеты сравниваются между собой. Тактическая дальность полета— это максималь- ное расстояние, которое может пролететь самолет с заданным ре- жимом и заданным профилем полета с выполнением поставленной боевой задачи. В зависимости от характера задания и кшкретной ситуации тактическая дальность полета может изменяться <в ши- роких пределах. Для выполнения боевой задачи могут потребо-* ваться различное 1вре.мя пребывания над территорией противника и над целью, различное время боя или дежурства в воздухе, раз- личные профили полета и реж-имы работы двигателя. Например, в полете на малых высотах, .особенно на форсажных режимах, тактическая дальность может быть в несколько раз меньше, чем в полете на большой высоте, обеспечивающей максимальную даль- ность. Очевидно, что тактическая дальность должна определяться с учетом конкретных особенностей полета. В простейшем случае дальность полета складывается из даль- ностей трех участков: набора .высоты с разгоном, крейсерского уча- стка и снижения. Рассмотрим влияние эксплуатационных факторов на суммарную дальность полета. 414 Рис. 19.4. Зависимость крейсер- ской воздушной скорости от ско- рости ветра Изменение веса самолета. Согласно формуле (19.6) километровый расход топлива в горизонтальном установившемся полете изменяется пропорционально весу. Но при увеличении веса необходимо увеличить скорость полета и тягу дви- гателя, что ведет к изменению Суд. Изменение режима полета на больших высотах незначительно влцяет на ки- лометровый расход топлива. Поэтому последний изменяется практически про- порционально весу. На малых высотах при изменении режима полета километ- ровый расход топлива зависит от веса самолета в несколько раз меньше, чем на больших высотах, вследствие влия- ния степени дросселирования на удель- ный расход топлива. Необходимо учитывать, что расход топлива на набор высоты и разгон при- мерно пропорционален весу [формула (19.1)]. Поэтому суммарная дальность полета на больших высотах сильнее за- висит от веса, чем километровый рас- ход топлива на участке горизонтального полета. Увеличение лобового сопротивления в равной мере увеличивает километро- вый расход топлива в горизонтальном полете и уменьшает дальность планиро- вания [формулы (19.6) и (19.4)] и в меньшей степени влияет на расход топ- лива при наборе высоты и разгоне. При наружных подвесках происходит одно- временное увеличение и веса, и лобового сопротивления. Суммарное уменьшение дальности полета в этом случае может достигать 15—30%. Повышение температуры наружного воздуха не влияет на километровый расход топлива в горизонтальном полете, несколько увеличивает расход топлива при наборе высоты и разгоне и в целом незначительно снижает суммарную мак- симальную дальность полета. Это можно установить с помощью формулы (19.6), если учесть, что часовой расход Ch и истинная скорость V при постоян- ном давлении (постоянной высоте по_барометрическому высотомеру) изменя- ются одинаково — пропорционально "У Т . Если полет выполняется на сверхзвуковой скорости, а разгон до сверхзвуко- вых скоростей происходит при малых избытках тяги, то повышение темпера- туры наружного воздуха может существенно увеличить расход топлива при наборе высоты и разгоне и заметно уменьшить суммарную дальность полета. Существенное влияние'на дальность полета оказывает ветер. Километровый расход топлива с учетом попутного или встречного ветра определяется по фор- мулам: С Г* ^поп = V 4-V*; ^встр = V-^Wx' где №ж — продольная составляющая скорости ветра, км/ч. На больших высотах скорость ветра может достигать 150—200 км/ч. Учи- тывая, что истинные крейсерские скорости современных самолетов находятся в пределах 700—900 км/ч, приходим к выводу, что ветер может изменить даль- ность горизонтального полета на 15—25%. Необходимо отметить, что крейсерская скорость, а следовательно, и ско- рость V'L , строго говоря, зависят от скорости ветра. Иллюстрация этой за- висимости приведена на рис. 19.4. В предыдущем параграфе анализ дальности полета с помощью кривой ло- бового сопротивления Qr проводился в предположении безветрия. Для реальных условий такой анализ нужно проводить с учетом ветра, т. е. график Qr должен быть построен не по воздушной, а по путевой скорости. При встречном ветре путевая скорость будет меньше воздушной на вели- 415 чину скорости ветра Wx. Поэтому для определения крейсерской скорости по кривой Qr начало координат О нужно сместить вправо на величину Wx — в точку О' и касательную к кривой Qr проводить из точки О'. Из графика видно, что при встречном ветре крейсерская скорость увеличи- вается, а при попутном уменьшается. Однако для современных самолетов, имею- щих сравнительно большие крейсерские скорости, это влияние несущественно и полет практически выполняется со скоростью режима максимальной дальности, рекомендованной в инструкции по расчету дальности и продолжительности для безветрия. Необходимо лишь учитывать изменение километрового расхода топ- лива по приведенным выше формулам. § 19.3. СПОСОБЫ УВЕЛИЧЕНИЯ ДАЛЬНОСТИ ПОЛЕТА На самолетах с двумя двигателями в полетах на малых и сред- них высотах можно заметно увеличить дальность полета за счет выключения одного двигателя. При этом тяга работающего дви- гателя увеличивается в два раза, степень дросселирования, а сле- довательно, и удельный расход топлива уменьшаются [рис. 3.6 и формула (19.6)]. Этот способ можно рекомендовать лишь для самолетов, у ко- торых двигатели расположены близко к продольной оси, так что выключение одного двигателя не вызывает возникновения больших моментов и самолет может быть легко сбалансирован. Если при выключении одного двигателя появляются большие боковые мо- менты, которые трудно сбалансировать без применения скольже- ния, эффект увеличения дальности от уменьшения Суд может быть сведен к нулю повышением лобового сопротивлений при скольже- нии. Поэтому такой способ повышения дальности полета на малых и средних высотах требует индивидуального подхода для каждого типа самолета. На высотах больше 5000—7000 м выключение одного двига- теля ничего не дает, так как двигатели уже работают на режиме, при которстм удельный расход топлива близок к минимальному (рис. 3.6), и, кроме того, добавляется лобовое сопротивление вы- ключенного двигателя. Изменяемая стреловидность крыла позволяет повысить даль- ность полета за счет уменьшения километрового расхода топлива в горизонтальном полете и некоторого уменьшения расхода топ- лива на набор высоты и разгон. Для каждого числа М и коэффициента Су существует опти- мальный угол стреловидности крыла. Пример такой зависимости показан на рис. 19.5. Чем больше Су и меньше число М, тем меньше должен быть угол стреловидности крыла. С увеличением высоты горизонталь- ного полета коэффициент Су, при котором достигается максималь- ная дальность полета, несколько увеличивается, приближаясь к Су , а число М незначительно увеличивается, оставаясь мень- ше 0,9. В целом оптимальная стреловидность крыла, при которой достигается максимальная дальность полета, лежит в пределах 15—30° и для каждого конкретного типа самолета указывается в 416 инструкции по расчету дальности и продолжительности полета и в инструкции летчику. Часто в крейсерском полете используется .взлетное положение крыла. Ощутимый эффект крыло переменной стреловидности должно давать для увеличения дальности сверхзвукового полета, так как %опт 0,6 0,8 -,0 /,2 м Рис. 19.5. Зависимость оптимальной стреловидности крыла от режимов полета большая стреловидность крыла позволяет значительно снизить ло- бовое сопротивление самолета. Для увеличения дальности полета широко применяются под- весные баки, которые наряду с увеличением запаса топлива одно- временно увеличивают вес и лобовое сопротивление самолета. По- следнее обстоятельство заметно снижает эффект применения под^ весных баков, особенно в том случае, когда они не сбрасываются после выработки из них топлива. Весьма эффективным средством увеличения дальности полета является дозаправка самолета в воздухе. Дозаправка может быть попутной, т. е. на маршруте к цели, или встречной, т. е. при встре- че самолетов заправщиками на обратном маршруте. Особенно большой эффект дает дозаправка от тяжелых самолетов-заправ- щиков, способных восполнить до 80% топлива заправляемого са- молета. В зависимости от возможностей самолета-заправщика до- заправка может у еличить дальность полета в 1,5—2 раза. ГЛАВА 20 СНИЖЕНИЕ И ПОСАДКА § 20.1. ПРЕДПОСАДОЧНОЕ СНИЖЕНИЕ 1. Вертикальная скорость. Применение тяги двигателя Вертикальная скорость предпосадочного снижения Vy^VslnQ (20.1) должна быть 5—6 м/с. В противном случае трудно выполнить вы- равнивание и закончить его с необходимой точностью на высоте около 1 м. Скорости предпосадочного снижения современных самолетов перед началом выравнивания составляют 80—100 м/с (290— 360 км/ч). Следовательно, для обеспечения достаточно малой вер- тикальной скорости необходимо, чтобы снижение происходило с углом наклона траектории, определяемым из соотношения (20.1); ,щ в - -? — 8Tdhoo - - <°-063 -*• °<05)' отсюда в = ~ (3,6 Ч-2,9)°. При меньших углах в п^охо просматривается ВПП. Поэтому угол планирования 0»—3° можно считать оптимальным. В современных радиотехнических системах, обеспечивающих заход на посадку в облаках, угол наклона глиссады предпосадоч- ного снижения выбирается примерно 3—4°, т. е. близким к опти- мальному по условиям наиболее удобного визуального выполнения посадки. Для контроля режима предпосадочного снижения с углом 3° можно использовать простое практическое правило: высота полета в сотнях метров должна быть равна половине дальности до на- чала ВПП в километрах. Например, при дальности 4 код высоту должна быть 200 Mf 418 На рис. 20.1 показана схема сил, действующих на самолет при прямолинейном установившемся снижении. Как известно, услови- ем постоянства скорости является равенство P-Q-Gsin6==0. (20.2) При малых углах снижения и малом качестве современных сверхзвуковых самолетов составляющая силы тяжести G sin в, направленная вперед, оказывается недостаточной для уравнове- fY=<7COSB GCQSQ Рис. 20.1. Схема сил, действующих на самолет при прямоли- нейном установившемся снижении шивания лобового сопротивления. Поэтому предпосадочное сниже- ние, как правило, выполняется с некоторой тягой двигателя. Учитывая, что для обеспечения прямолинейности полета необ- ходимо равенство сил Г =-=0 cos в и что Y — /г Gcofe0 „ п -5-_/С = -^— и Q-. Gcos© из равенства (20.2) найдем тягу, необходимую для поддержания постоянства скорости: -g-^^ + sine. (20.3) Например, для обеспечения постоянной скорости при снижении с углом 6 = — 3° (sin в — —0,05) можно определить по формуле (20.3) требуемую тяговооружешюсть в зависимости от величины аэродинамического качества (табл. 20.1). Например, при качестве, равном 5, и весе самолета 12 тс тре- буется тяга Р= 12000 -0,15 =1800 кгс. Поскольку тяга двигателя в полете не измеряется, летчик должен знать соответствующие этой тяге обороты двигателя. 419 Таблица 20.1 К 8 7 6 5 4 3 р 7Г 0,075 0,093 0,117 0,15 0.20 0,28 Выпуск закрылков сопровождается уменьшением аэродинами- ческого качества. Если обороты двигателя не изменяются, начи- нается торможение. Скорость планирования при выпущенных за- крылках, как правило, меньше, но тем не менее в некоторых слу- чаях для поддержания необходимой скорости приходится увеличи- вать тягу двигателя. 2. Опасность полета на вторых режимах Бесконтрольное торможение может привести к попаданию в об- ласть вторых режимов полета. Это может, в частности, произойти, если летчик, желая несколько уменьшить скорость, чрезмерно уменьшит тягу двигателя и затем упустит контроль за скоростью и оборотами двигателя. Если скорость продолжает уменьшаться, несмотря на обычное корректирующее увеличение оборотов летчиком, что свидетельст- вует о нахождении самолета на втором режиме, необходимо не- медленно увеличить обороты вплоть до максимальных, пока ско- рость не начнет увеличиваться. Ввиду большого времени приемистости и медленного разгона самолета желательно также, если позволяет высота, увеличить угол снижения до набора необходимой скорости. При этом следует учитывать, что на современных самолетах увеличение скорости вследствие изменения угла планирования приводит к значительно большей потере высоты, чем на дозвуковых самолетах с большим аэродинамическим качеством и меньшей скоростью полета. Сравним, например, два случая увеличения скорости AV= = 50 км/ч (14 м/с) за одинаковое время А/= 5 с в результате только потери высоты (без учета тяги двигателя) для двух само- летов: а) дозвукового (при /d = 6) от 300 до 350 км/ч: V =325 км/ч (90 м/с); б) сверхзвукового (при /С2 = 3) от 400 до 450 км/ч: Уср = -425 км/ч (118 м/с). Учитывая, что при планировании без тяги У«0 и п _ Q ~ О - 1 nx—--Q~s--Y — —-K-, по формуле (14.10) найдем потерю энергии А//, »- Уср-Д* Ki в_90х5в_7бм; 420 ^,«---^-----^§--^.-196-,. ^2 Д2 6 Потеря высоты при этом составит: д//г = ДЯЭ, - ^ = - 75 - 9-°g-4^ - 200 м; ДЯ^ДЯ^-^^-196-1^^-360 м. Выходить из второго режима при полете на малой высоте включением форсажа не рекомендуется, так как из-за раскрытия створок во время розжига форсажа тяга двигателя падает. Попадание во второй режим может произойти и при непра- вильном уходе на второй круг, когда летчик пытается уменьшить угол планирования, не дождавшись выхода двигателя на макси- мальный режим. При уходе на второй круг нужно перевести РУД в положение «Максимал» и продолжать снижение, пока скорость не увеличится до величины, позволяющей перейти в набор высоты. Если высота мала, нужно продолжать снижение вплоть до касания ВПП с по- следующим взлетом, когда скорость станет достаточной для от- рыва. § 20.2. ВЫРАВНИВАНИЕ И ВЫДЕРЖИВАНИЕ Целью выравнивания и выдерживания является приземление самолета на посадочной скорости и с минимальной вертикальной скоростью, близкой к нулевой. Выравнивание — это грубый подвод самолета к земле на вы- соту 0,5—1,0 м. Выдерживание — это точный подвод к земле с од- новременным уменьшением скорости до посадочной. Запас угла атаки (коэффициента Су) перед выравниванием необходим для создания дополнительной подъемной силы, искривляющей траекто- рию в процессе выравнивания. Запас скорости в начале выдержи- вания позволяет точно подвести самолет к земле и плавно увели- чить угол атаки до посадочного. Для этого требуется определен- ное время (обычно 3—5 с). Для искривления траектории при выравнивании необходимо несколько увеличить подъемную силу, чтобы она стала больше со- ставляющей силы тяжести Gcos© (рис. 20.2). Перегрузку, необходимую для выполнения выравнивания, мож- но определить по формуле * _____ -л.-5иЬ;+1. (20'4) * Эта формула получена при допущениях, что траектория выравнивания — I/2 Э 0 окружность с радиусом гу ~ —-;——-р- (рис. 20.2) и sin — === — ( в радиа- нах). 421 где Vy —вертикальная скорость снижения перед началом вы- равнивания; Д^выр—потеря высоты в процессе выравнивания. Высота начала выравнивания обычно равна 7—10 м. Тогда при высоте конца выравнивания 1 м (ДЯВыр = 6-.-9 м) и УУсн =5 м/с найдем 52 *Увыр~~ 2x9,8(6-7-9) + 1 = 1,14-7-1,21. wwt*$v%^ Рис. 20.2. Схема посадки. Силы, действующие на самолет при выравни- вании С момента начала выравнивания на нормальной высоте и ско- рости тяга двигателя практически не нужна, она только увеличи- вает посадочную дистанцию. Поэтому к моменту начала или в процессе выравнивания двигатель должен быть задросселирован. При скорости, превышающей заданную, двигатель может быть за- дросселирован и до начала выравнивания. При работе двигателя на минимальных оборотах его тяга мала по сравнению с лобовым сопротивлением. Поэтому в процессе вы- равнивания и выдерживания происходит непрерывное уменьшение скорости. Траектория выдерживания практически горизонтальна. Для со- хранения условия горизонтальности с *?ls~-G Ьу — ь — и в процессе уменьшения скорости необходимо постепенно увеличи- вать угол атаки. Для этого летчик все время выбирает ручку на себя, следя за тем, чтобы расстояние до земли не увеличивалось. 422 На многих современных самолетах выравнивание и выдержи- вание практически сливаются в одно движение выравнивания с несколько растянутым заключительным участком, в конце кото- рого и происходит приземление. Перед самым моментом приземле- ния ручка обычно дополнительно плавно берется на себя, чтобы «поддержать» самолет, т. е. уменьшить вертикальную скорость почти до нуля и обеспечить мягкое касание земли колесами. Посадочная скорость определяется по формуле, полученной из условия горизонтальности: ^пос — I/ -?-g, (20.5) г «УПОС где СУпос берется с учетом влияния близости земли. Учитывая зависимость коэффициента СУпос от угла атаки аПОс, из формулы (20.5) по методике, изложенной в главе 10, § 6, полу- чаем ДУпос _ о ^ Аапос "77------— — и»и Z Г* • V пос апос — ао Так как посадочный угол атаки обычно составляет 8—12°, а ао при выпущенных закрылках — 5—7°, то уменьшение угла атаки в момент приземления на 1° вызывает увеличение посадочной ско- рости примерно на 3%. § 20.3. ПРОБЕГ Торможение при пробеге может осуществляться не только си- лой трения заторможенных колес и лобового сопротивления само- лета, но и аэродинамическим сопротивлением тормозных парашю- тов, а также реверсом тяги двигателей. Схема сил, действующих на самолет при пробеге, показана на рис. 20.3. Сила трения F определяется так же, как и при разбеге: F = fN = f(Q-Y)9 (20.6) только коэффициент трения / при торможении будет значительно больше. Сила трения увеличивается с уменьшением скорости и подъемной силы (рис. 20.4). Сила лобового сопротивления Q уменьшается пропорционально квадрату скорости, Поэтому суммарную тормозящую силу можно в первом приближении считать постоянной. Тогда длину и время пробега можно найти по формулам: __V* "пр " г ____ ' ПОС « ^по — TJ1 ' 4/ср 4 ___ ___ У ПО С «Т1П ~~"" (20.7) __Хпос Пр~ Уср ' 423 где среднее ускорение равно _ 8(Q + n** /Ср .— Q = -4(У-+/)- (20-8) -^ \Лпос / ^vWWj^W^ N Рис. 20.3. Схема сил, действующих на самолет при пробеге Посадочная скорость 1/ПОс определяется по формуле (20.5). Окончательную формулу для длины пробега можно записать в виде 20 (20.9) / __ **пр — WC«, >'пос (тг-^)' \1\пос / F*Q roc Лобовое сопротивление самолёта при пробеге зависит от угла .атаки. Например, на посадочных углах атаки апос = 8-М2° с выпу- щенными шасси и закрылками Сх = 0,08 ч- 0,10. После опускания переднего колеса при а«0 Сх — = 0,03-^0,04. При уменьшении скорости лобовое сопротивление быстро уменьшается. Поэтому оно может быть использовано для торможе- ния лишь в первой половине про- бега путем удерживания само- D ол, т, . лета на больших углах атаки. Рис. 20.4. Изменение сил, действу- ™ J .. ющих на самолет при пробеге Тормозной парашют эффекти- вен в основном только в начале пробега. На рис. 20.5 показано примерное соотношение лобовых сопротивлений самолета Q и тормозного парашюта Qnap и их из- менение по времени при пробеге. Время раскрытия и наполнения парашюта составляет 2—4 с. Поэтому для повышения эффективности тормозной парашют целе- сообразно выпускать за 2—3 с до приземления, если позволяет прочность парашюта. Это обычно осуществляется с помощью авто- матических устройств. Необходимо учитывать, что при боковом ветре сила сопротив- ления парашюта вызывает боковой момент Му, поворачивающий самолет носом против ветра. Поэтому при выпуске парашюта не- 424 обходимо быть готовым к парированию этого момента. При силь- ном боковом ветре использовать тормозной парашют следует только в первой половине пробега, затем сбросить паращют, когда разворачивающий момент увеличивается, или совсем его не вы- пускать. Эффективным средством торможения является реверс тяги*, важной особенностью которого является независимость тормозя- щей силы от скорости и от состояния поверхности ВПП. Однако необходимо учиты- вать, что при посадке на пыльный грунт или на за- снеженную ВПП использо- вание реверса тяги ведет к образованию впереди само- лета пыльного или снежного облака, ухудшающего види- мость. Основным наиболее ча- сто применяемым И Эффек- Рис. 20.5. Соотношение сил лобовых сопро- ТИВНЫМ средством торможе- ™влений самолета и тормозного парашюта ния при пробеге являются тормоза. Они поглощают от 70 до 90% начального запаса энергии самолета при приземлении. Максимальный коэффициент трения Дпах заторможенных колес равен 0,6—0,7 для сухого бетона, 0,36—0,4 — для влажного бетона и 0,15—0,20 — для обледеневшей ВПП. Фактически реализуется примерно 50% этих максимальных значений. Дело в том, что сила трения F заторможенных колес зависит от проскальзывания колес по поверхности ВПП. На графике (рис. _20.6) показана зависимость относительного коэффициента трения / = ///тах от коэффициента проскальзывания: — <ос (О = —-- где (о и сосв — угловые скорости заторможенного_и незаторможен- ного (свободного) колеса. Если торможения нет, а> = 0, если колесо не вращается (при «юзе»), о)=1. Как видно из рис. 20.6, коэффициент трения будет максималь- ным при коэффициенте проскальзывания w =0,1-^-0,15, что соот- ветствует некоторому оптимальному затормаживанию колес. При недостаточном затормаживании колес не полностью ис- пользуются возможности тормозов. При слишком сильном затор- маживании коэффициент трения уменьшается и одновременно сильно увеличивается износ шин колес, особенно при «юзе», когда возможен полный выход из строя пневматиков. Летчику са- * Реверс тяги пока применяется в основном на тяжелых самолетах. 425 мому практически невозможно реализовать оптимальный режим торможения. Поэтому в системе управления тормозами устанавли- ваются автоматы торможения, позволяющие реализовать коэффи- циент трения, близкий к максимальному (заштрихованный участок на рис. 20.6), и уменьшить износ шин. 0,2 со Рис. 20.6. Зависимость относительного коэффициента тре- ния заторможенного колеса от коэффициента проскальзы- вания относительно поверхности ВПП Использование автоматов торможения является эффективным средством сокращения длины пробега, если энергоемкость колес достаточна и эффективное торможение не приводит к чрезмерному перегреву колес. Для повышения эффективности тормозов применяется также увеличение силы нормального давления /V = G— Y [формула (20.6)] путем уменьшения подъемной силы У. Это достигается быстрым опусканием переднего колеса сразу после приземления, уборкой посадочной механизации в процессе пробега и на некоторых са- молетах—симметричным выпуском интерцепторов, уменьшающих подъемную силу на обоих полукрыльях* одновременно. § 20.4. ВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ ФАКТОРОВ НА ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ Влияние изменения посадочной скорости и угла атаки на длину пробега можно определить по формуле Д? пр Да апос — ао Иначе говоря, увеличение посадочной скорости на 10% вызывает увеличение длины пробега на 20%. Уменьшение посадочного угла атаки на 10% (при- мерно на Г) вызывает увеличение длины пробега на 5—7%. Отсюда очевидна важность приземления точно на рекомендуемом посадочном угле атаки. Прежде- временное приземление самолета на малых углах атаки и на повышенной ско- рости ведет к значительному увеличению длины пробега и к поэьдиенному из- носу протекторов колес. 426 Встречный или попутный ветер изменяет путевую посадочную скорость, от которой зависит длина пробега [формула (20.7)]. Следовательно, можно счи- тать, что ^ = 2-^, ^-пр * пос где Wx — составляющая скорости ветра вдоль направления посадки. Пусть, например, Кпос=300 км/ч (83 м/с) и скорость ветра Wx- = 5 м/с. Тогда А^пр 5 7— = 2*яТ = °'12' /Спр 83 т. е. в данном случае длина" пробега при встречном ветре уменьшится, а при попутном ветре увеличится на 12%. Таким образом, при посадке современных самолетов нельзя пренебрегать влиянием даже довольно слабого ветра. Влияние изменения веса самолета можно определить по формуле (20.9). Из формулы (20.8) следует, что ускорение при пробеге можно считать практи- чески не зависящим от веса. Поэтому длина пробега примерно пропорциональна весу, т. е. Л^пр Ь0_ ^пр ~~ О Влияние изменения плотности, давления, температуры воздуха и высоты аэродрома на длину пробега легко определить по формуле (20.9), если вспом- нить, что плотность воздуха прям® пропорциональна давлению и обратно про- порциональна абсолютной температуре Г, а именно: Д^пр _ ___Др_ _____ _А/?_ _ АГ ?п? Р р ~ Т ' До высоты 5 км можно приближенно считать, что на каждые 1000 м плот- ность уменьшается примерно на 12%. Следовательно, на каждые 1000 м превы- шения аэродрома длина пробега увеличивается примерно на 12%. ' Состояние поверхности ВПП значительно влияет на длину пробега, так как сила трения колес является основной тормозящей силой при пробеге. Для оценки влияния изменения коэффициента трения на длину пробега не- обходимо учитывать, на сколько процентов при этом изменится суммарная тор- мозящая сила, так как А^пр _ А^сум *-пр 'сум Например, если принять, что при посадке на сухой бетон сила трения со- ставляет 70%, а силы лобового сопротивления самолета и тормозного пара- шюта— 30% суммарной тормозящей силы, то при уменьшении силы трения в два раза (например, при посадке на мокрый бетон) получим Др- + 30 = 650/0, т. е. суммарная тормозящая сила уменьшится на 35% и соответственно длина разбега возрастет на 35%. Влияние уклона ВПП определяется через изменение ускорения, вызываемое составляющей силы тяжести Gsin0»G6 (рад): Ов(рад) „и/ аяч. AI»P ^ ^0(рад) ду- ^г- =--?0(Рад>' 7^=- Л7 = -ЛГ"' 427 Используя формулу (20.8), найдем Д/, пр 00 0,035 0° ипр 5,73 Кп • + / 1 к*п • + / (20.10) В формуле (20.10) реализуемый коэффициент трения / можно принять сле- дующим: по сухому бетону 0,25—0,30, по влажному бетону 0,15-—0,20, по об- леденевшей полосе 0,07—0,1. W I If__* | If If V___i / ^^r\ ^^V=(P ^ \*r 3Cj Vnym W Рис. 20.7. Борьба со сносом скольжением Посадка при боковом ветре. При боковом ветре в процессе предпосадочного снижения необходимо бороться со сносом сколь- жением или изменением курса. Для борьбы со сносом скольжением создается крен против ветра и отклоняются педали по ветру. Скольжение подбирается так, чтобы продольная ось самолета была направлена вдоль оси ВПП и чтобы движение самолета происходило также строго вдоль оси ВПП. Это означает, что угол скольжения |3 подобран равным углу сноса (рис. 20.7) и вектор путевой скорости V^ направлен строго вдоль оси ВПП. Чем больше скорость бокового ветра, тем больше потребуется угол скольжения и отклонения руля йаправления и элеронов для балансировки моментов Му и Мх (глава 6, § 3). При сильном бо- ковом ветре полного отклонения руля направления может оказать- ся недостаточно для создания угла скольжения |3 = ср. В этом слу- чае оставшийся снос следует устранить изменением курса против ветра. Тогда после устранения сноса продольная ось самолета бу- дет направлена не вдоль оси ВПП, а под некоторым углом к ней (рис. 20.8). В процессе выравнивания и выдерживания борьба со сносом продолжается вплоть до момента приземления. Крен и курс кор- ректируются так, чтобы самолет не сносило с полосы. За 1—2 с до 428 приземления крен необходимо устранить, а курс самолета устано- вить строго по полосе отклонением педали по ветру. В процессе пробега самолет ведет себя примерно так же, как и при разбеге с боковым ветром. Кренящий момент устраняется отклонением ручки управления против ветра, разворачивающий момент — соответствующим отклонением педалей. пут Рис. 20.8. Борьба со сносом скольжением и изме- нением курса § 20.5. СПОСОБЫ УЛУЧШЕНИЯ ПОСАДОЧНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК Широкоизвестными средствами улучшения посадочных характе- ристик являются закрылки и предкрылки. В настоящее время при- меняются также сдув и отсос пограничного слоя, отклоняемый носок крыла и реактивные закрылки. Особенно эффективно приме- нение двухщелевых закрылков в сочетании с другими средствами. Все эти средства направлены на повышение коэффициента Су пос и, следовательно, на уменьшение посадочной скорости и длины пробега [формулы (20.5) и (20.7)]. Весьма эффективным средством улучшения посадочных харак- теристик является крыло изменяемой стреловидности. Как указы- валось в главе 1, при переводе крыла на минимальную стрело- видность значительно улучшаются несущие свойства крыла вслед- ствие увеличения размаха (удлинения) и уменьшения стреловид- ности. Кроме того, повышается эффективность механизации крыла и несколько увеличивается его площадь. Все это в совокупности обеспечивает значительное уменьшение посадочной скорости и длины пробега. Однако эффект от применения крыла изменяемой стреловидности уменьшается в связи с увеличением веса самолета за счет поворотного узла и силового привода поворота крыла. При посадке самолета с крылом изменяемой стреловидности наблюдается повышенная «летучесть» самолета на выдерживании, т. е. он дольше, чем обычно, теряет скорость. Объясняется это уве- личением аэродинамического качества. Поэтому довольно распро- страненная ошибка при посадке —приземление на повышенной скорости, большей рекомендуемой на 20—30 км/ч. Причиной та- 429 кой ошибки обычно является стремление иметь некоторый запас скорости при ограниченной видимости вблизи земли и выполнить при этом посадку в пределах полосы точного приземления. Следует заметить, что самолеты с крылом изменяемой стрело- видности на режимах посадки стали более строгими.по сравнению, например, с самолетами, снабженными треугольным крылом, так как расходы стабилизатора для изменения угла атаки на Г стали меньше, а прирост подъемной силы при увеличении угла атаки на 1° — больше, чем у самолета с треугольным крылом. Скорость же в момент приземления вследствие более высокого аэродинамиче- ского качества гасится медленнее. По этим причинам самолет зна- чительно легче отрывается от ВПП, и превышение рекомендуемой скорости приземления может привести к «козлению». При возникновении этого явления из-за превышения скорости необходимо плавным движением ручки прекратить отход самолета от ВПП и при дальнейшем снижении произвести нормальную по- садку. Для более эффективного гашения «козления» следует вы- пустить тормозной парашют. На самолетах с изменяемой стреловидностью вместо элеронов для поперечного управления, как правило, применяются диффе- ренциальное отклонение половин стабилизатора и интерцепторы. При этом поперечная управляемость на больших углах атаки бы- вает пониженной и даже неудовлетворительной. Поэтому на неко- торых самолетах в последнее время вводится увеличение попереч- ного управляющего момента автоматическим отклонением руля направления синхронно с отклонением интерцепторов и половин стабилизатора. Применение сдува или отсоса пограничного слоя, как известно, увеличивает скорость потока вблизи верхней поверхности крыла, устраняет срыв потока в задней части крыла и позволяет откло- нять закрылки на больший угол. Этим и обеспечивается сущест- венное повышение коэффициента СУпос и уменьшение посадочной скорости. Воздух для системы управления пограничным слоем (УПС) от- бирается от компрессора двигателя, и система работает при не- сколько повышенных по сравнению с минимальными оборотах дви- гателя, для чего устанавливается специальный промежуточный упор РУД. Выравнивание и выдерживание выполняются на меньших ско- ростях. Самолет становится заметно более «летучим». При вклю- чении системы УПС обычно возникает кабрирующий момент, лег- ко парируемый ручкой управления. Сопротивление самолета из-за большого отклонения закрылков увеличивается. Поэтому необходимо увеличить обороты двигателя, которые ранее требовалось уменьшить для обеспечения выпуска закрылков (они выпускаются на максимальный угол при опреде- ленной скорости). На планировании при малой скорости самолет более устойчив и управляем,- что иногда создает иллюзию повы- шенной скорости. 430 В конце выравнивания РУД убирается до промежуточного упора. В начале выдерживания обычно проявляется неустойчивость по скорости, требующая небольшого отклонения ручки от себя, а перед самым приземлением устойчивость резко повышается из-за влияния отраженной от земли струи на стабилизатор. Ручка уп- равления энергично берется на себя для парирования уменьшения угла тангажа, и самолет сразу же приземляется. Эта особенность требует повышенного внимания, чтобы избежать грубого призем- ления. Кардинальным способом улучшения посадочных характеристик является переход на самолеты вертикального взлета и посадки, особенности которых были рассмотрены в главе 14. § 20.6. ОСОБЫЕ СЛУЧАИ ПРИ ПОСАДКЕ 1. Отказ указателя скорости Основным средством контроля скорости полета при отказе ука- зателя скорости и при отсутствии указателя угла атаки является сохранение обычного режима работы двигателя при заходе на по- садку и обычного угла тангажа по авиагоризонту или по естест- венному горизонту. Каждый летчик всегда зрительно помнит при- мерные значения этих параметров. В соответствии с равенством (20.2) они полностью определяют скорость полета, а значит, и угол атаки. При изменении угла атаки в наклонном полете, как было показано в главе 14, соответственно изменится и угол наклона траектории 6, а также угол тангажа 9 = 64-а, что легко обнару- живается летчиком, и исходный режим полета приблизительно вос- станавливается. Надежным средством контроля за режимом полета является непосредственный контроль угла атаки по указателю. Для этого необходимо знать примерные значения углов атаки при заходе на посадку и предпосадочном планировании. Указатель угла атаки позволяет более точно выдерживать ре- жим предпосадочного снижения, так как потребный угол атаки остается одинаковым для любого веса самолета, а скорость плани- рования будет различной: чем больше вес, тем больше скорость. При контроле режима полета по углу атаки нет необходимости за- поминать скорости. При визуальном заходе на посадку без использования радио- глиссады летчики самолетов-истребителей не всегда контролируют вертикальную скорость, а глазомерно оценивают направление траектории полета, направляя ее в точку снижения и сохраняя нужную скорость. Однако для более точного выдерживания ре- жима снижения, особенно при ограниченных подходах к ВПП и ночью, необходим контроль вертикальной скорости. Непосредственный контроль Vy и а надежно обеспечивает точ- яост|э и безопасность предпосадочного снижения. Однако с вы- 43J соты 50—100 м летчик уже не может контролировать вертикаль- ную скорость по прибору, а перед началом выравнивания пере- стает смотреть на указатели угла атаки и скорости. Все его вни- мание обращено на землю, так как оценка и корректировка вер- тикальной скорости и угла -наклона траектории производится по визуальной оценке положения самолета относительно земли. 2. Несимметричный выпуск закрылков При несимметричном выпуске закрылков самолет начинает энергичное кренение в сторону невыпущенного закрылка вследст- вие неодинаковых подъемных сил на правом и левом полукрыльях. Как правило, эффективность поперечного управления недостаточна для парирования кренения. Поэтому в момент выпуска закрылков необходимо быть готовым немедленно убрать их в случае появле- ния кренения самолета. Одновременно (обычно рефлекторно) лет- чик отклоняет ручку управления против крена. Если при этом сбалансировать самолет по крену не удается (закрылок не уб- рался), то целесообразно отклонить педали против крена, исполь- зуя появление момента крена вследствие скольжения. Реакция са- молета на отклонение руля направления особенно эффективна у самолета с треугольным или стреловидным крылом. После балансировки самолета необходимо убедиться в возмож- ности выполнения посадки или принять решение об уходе на вто- рой круг, для чего увеличить обороты двигателя, убрать шасси и на высоте не менее 200 м еще раз предпринять попытку уборки закрылков. Если прекратить вращение самолета не удается, необходимо незамедлительно покинуть самолет катапультированием, которое по возможности должно быть выполнено в направлении верхней полусферы. 3. Посадка при отказавшем двигателе При отказе двигателя вертикальная скорость установившегося снижения современных самолетов очень велика (25—30 м'/с и бо- лее) и не позволяет выполнить выравнивание с необходимой точ- ностью. В этом случае можно уменьшить вертикальную скорость предпосадочного снижения за счет уменьшения скорости, т. е. ис- пользовав кинетическую энергию самолета. Действительно, малый угол планирования (около 3°) можно со- хранять и без тяги. Однако при этом лобовое сопротивление зна- чительно больше составляющей силы тяжести GsinO (рис. 20.1), вследствие чего будет происходить торможение и для обеспечения посадки необходимо иметь соответствующий запас скорости. Планирование до высоты 150—200 м производится на г.овышен- ной постоянной скорости с необходимым для этого большим уг- лом снижения, затем выполняется первое выравнивание (рис. 20.9, участок А—Б). На участке Б—В производится планирование с 432 малым углом и с торможением, чтобы в точке начала обычного (в данном случае второго) выравнивания (точка В) скорость была несколько большей, чем при обычной посадке для данного самолета. //,=/50*200 А( /////////////// Рис. 20.9. Схема посадки с двумя выравниваниями при отказавшем двигателе Если по уменьшению скорости ощущается, что к началу вы- равнивания (в точке В) она будет недостаточна, можно несколько увеличить угол снижения после первого выравнивания, но чрезмер- ное увеличение угла может сильно затруднить выравнивание. При большой скорости уменьшать угол планирования не следует, ско- рость будет погашена при выдерживании. Запас скорости, необходимый в точке Л, можно рассчитать по формуле (19.4): 4,л = - Д^э/Сер = \?±ЪГ* + Нг } -V, 2j? ср> откуда ^-l/vS + (^-//i)!fc. (20.11) где Н\ — высота начала первого выравнивания; ?пл — дальность планирования между первым и вторым вы- равниванием, определяемая по формуле ---•пл —"~ JL. tg@' :оЖ = 20я>- Пусть, например, среднее аэродинамическое качество при пла- нировании с торможением на участке А—В равно 4, Я1 = 100 м и VB=360 км/ч (100 м/с). 433 Тогда по формуле (20.11) находим •^-У^ЗГр-1)5*"' * - 1/1002 +(-2jL--l)2?. 100 =134 м/с (483 км/ч). Если условия начала второго выравнивания (в точке В) соб- людены, то далее посадка выполняется обычным способом. 4. Отказ тормозной системы Отказ тормозной системы может быть обнаружен еще в полете по отсутствию давления в системе. В этом случае целесообразна посадка на грунтовую полосу. Посадку следует произвести в са- мом начале ВПП и на нормальной скорости с достаточно большим углом тангажа. После приземления не опускать нос самолета до ощущения толчка от выпуска парашюта. Парашют выпустить на скорости, несколько меньшей максимально допустимой для его выпуска, чтобы исключить возможность обрыва парашюта. Если допускает инструкция и есть запас по допустимой скорости, целесообразно выпустить парашют перед самым приземлением. После опускания переднего колеса необходимо плавно приме- нить аварийное торможение, помня о том, что автомат торможения при этом не работает. В случае невыпуска или обрыва парашюта целесообразно выключить двигатель, особенно при ограниченной или мокрой ВПП. Рекомендуется также включить управление пе- редним колесом (если оно имеется) во второй половине пробега. Если нет давления в обеих системах торможения и не выпу- стился тормозной парашют, следует как можно дольше удержи- вать нос самолета в поднятом положении, выключить двигатель и при отсутствии улавливающих устройств и угрозе столкновения с препятствием убрать шасси (по возможности на грунте). Длина пробега самолета по бетону без торможения колес при невыключении двигателя увеличивается в 2—3 раза, а при выклю- чении двигателя — в 1,7—2,5 раза. При посадке на грунт длина пробега увеличивается меньше. Необходимо Отметить, что при исправной основной системе торможения не следует применять аварийную систему (напри- мер, в случае перелета ги ограниченной длины оставшейся части ВПП), так как ее эффективность всегда меньше и есть угроза возникновения «юза» и разрушения шин. Следует выключить дви- гатель и нажать рычаг нормального торможения — это обеспечит минимально возможный пробег. СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ Аронин Г. С. Практическая аэродинамика. М., Воениздат, 1962. Брага В. Г. [и др.]. Динамика полета летательных аппаратов (траектории движения и летные характеристики). ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, 1966. Бюшгенс Г. С, Студнев Р. В. Динамика пространственного движе- ния самолета. М., «Машиностроение», 1967. Воронович А. П. [и др.]. Системы управления летательных аппаратов и безопасность полета. ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, 1969. Гудков А. И., Лешаков П. С., Райков Л. Г. Внешние нагрузки и прочность летательных аппаратов. М., Оборонгиз, 1963. Доброленский Ю. П. Динамика полета в неспокойной атмосфере. М., «Машиностроение», 1969. Калачев Г. С. Показатели маневренности, устойчивости и управляемости самолетов. М., Оборонгиз, 1958. Котик М. Г. Критические режимы сверхзвуковых самолетов. М., «Машино- строение», 1968. ' • ^------- Красовский А. А. Системы автоматического управления полетбх» и их аналитическое конструирование. М., «Наука», 1973. Летчику о практической аэродинамике. М., Воениздат, 1961. Лысенко П. М. Динамика полета (устойчивость и управляемость лета- тельных аппаратов). ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, 1967. Нечаев Ю. Н. Входные устройства сверхзвуковых самолетов. М., Воен- издат, 1963. Нечаев Ю. Н., Федоров Р. М., Говоров А. Н. Теория авиацион- ных двигателей. Ч. 2. ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, 1974. Пашковский И. М. Особенности устойчивости и управляемости скорост- ного самолета. М., Воениздат, 1961. Практическая аэродинамика самолетов с турбореактивными двигателями. М., Воениздат, 1969. Пышнов В. С. Динамические свойства самолета. М., Оборонгиз, 1951. С к л я н с к и и Ф, И. Управление сверхзвукового самолета. М., «Машино- строение», 1964. Тихонравов В. А. Колесно-лыжное шасси. ВВИА им. проф. Н. Е. Жу- ковского, 1968. Честное А. В. Летная эксплуатация самолета. М., Воениздат, 1968. Периодическая отечественная и иностранная литература. ОГЛАВЛЕНИЕ Предисловие ................ 3 РАЗДЕЛ I. ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ КОМПОНОВКИ И СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ СОВРЕМЕННЫХ САМОЛЕТОВ Глава 1. Особенности аэродинамической компоновки современных са- молетов и их основные аэродинамические характеристики...... 5 § 1.1. Аэродинамическая компоновка самолетов и предъявляемые к ней требования...... ............ — § 1.2. Влияние конфигурации самолета и режима полета на не- сущие свойства...... 9 § 1.3. Влияние конфигурации самолета и режима полета на лобо- вое сопротивление и аэродинамическое качество...... 14 § 1.4. Несущие свойства самолета в условиях взлета и посадки 24 Глава 2. Особенности силовой установки современных самолетов ... 31 § 2.1. Схема и рабочий процесс двигателя............ — § 2.2. Входные устройства силовых установок сверхзвуковых са- молетов .......................... 36 § 2.3. Явления срыва потока и помпажа компрессоров ГТД ... 55 § 2.4. Особенности рабочего процесса камер сгорания и неустой- чивые режимы их работы............... 64 Глава 3. Характеристики и эксплуатационные ограничения двигателей . 73 § 3.1. Особенности регулирования двигателей и контроля за их работой ................. — § 3.2. Характеристики ТРД и ТРДФ.............. 82 .§ 3.3. Переходные режимы работы ТРД и ТРДФ ........ 87 § 3.4. Эксплуатационные ограничения и особые случаи, связанные с работой силовой установки ............... 95 § 3.5. Помпаж и самовыключение (заглохание) двигателей при пуске ракет.......................... 111 РАЗДЕЛ II. УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА. КРИТИЧЕСКИЕ РЕЖИМЫ И ОСОБЫЕ СЛУЧАИ В ПОЛЕТЕ Глава 4. Введение в устойчивость и управляемость ........... 116 § 4.1. Общие сведения об устойчивости и управляемости. Требо- вания к их характеристикам . . . . .... — § 4.2. Моменты, действующие на самолет в прямолинейном полете 121 § 4.3 Дополнительные моменты в криволинейном полете .... 133 Глава 5. Продольная устойчивость и управляемость.......... 143 § 5.1. Физическая природа развития продольного движения ... — § 5.2. Устойчивость по перегрузке.............. 145 § 5.3. Влияние различных факторов на устойчивость по перегрузке 148 § 5.4. Связь управляемости с устойчивостью по перегрузке .... 151 § 5.5. Устойчивость по скорости и ее связь с управляемостью . . 158 § 5.6. Скоростной «подхват»................. 162 Глава 6. Боковая устойчивость и управляемость ......... 167 § 6.1. Путевая и поперечная устойчивость........ — § 6.2. Физическая природа развития бокового движения .... 169 § 6.3. Некоторые особенности боковой управляемости...... 174 § 6.4. Характеристики боковой управляемости в прямолинейном полете ........................ 183 § 6.5. Характеристики боковой управляемости в криволиней- ном полете...................... 191 Глава 7. Взаимодействие продольного и бокового движений...... 194 § 7.1. Физическая природа перекрестных связей......... — § 7.2. Особенности проявления взаимосвязи продольного и боко- вого движений при выполнении маневров......... 200 § 7.3. «Аэроинерционное вращение» и действия летчика по выводу из него 203 Глава 8. Особенности полета на больших углах атаки. Штопор самолета 210 § 8.1. Поведение самолета на больших углах атаки....... — § 8.2. «Подхват»...................... 214 § 8.3. Штопор самолета.................. 217 Глава 9. Особенности пилотирования в возмущенной атмосфере ... 231 § 9.1, Поведение самолета и управление им при полете в районе грозовой деятельности и при проходе струйных течений . . — § 9.2. Поведение самолета и управление им при попадании в спутный след от впереди летящего самолета ....... 234 Глава 10. Возможные и допустимые перегрузки, скорости и высоты полета............................... 238 § 10.1. Предельно возможные и допустимые перегрузки..... — § 10.2. Минимальная скорость полета............. 241 § 10.3. Максимальная скорость полета и ее ограничения...... 246 § 10.4. Поведение самолета и действия летчика при превышении максимально допустимой скорости полета ........ 253 § 10.5. Диапазон скоростей и высот полета............ 255 § 10.6. Влияние эксплуатационных факторов на диапазон скоро- стей и высот полета................... 260 § 10.7. Область динамических высот полета........... 264 Глава 11. Системы управления современных самолетов........ 267 § 11.1. Распределение функций между летчиком и автоматическими устройствами..................... — § 11.2. Формирование усилий на рычагах управления....... 270 § 11.3. Автоматы демпфирования.............. 275 § 11.4. Автоматы устойчивости и безопасности.......... 279 Глава 12. Принципы автоматического и директорного управления. . . 283 § 12.1. Автоматическое управление движением вокруг центра тяжести....................... 283 § 12.2. Автоматическое управление траекторией полета......291 § 12.3. Комплексные системы автоматического управления сов- ременных самолетов...............296 § 12.4. Директорное управление. Особенности пилотирования по КПП 300 Глава 13. Управление самолетом при некоторых отказах авиационной техники............................... 303 § 13.1. Особенности управления при отказах АРУ....... — § 13.2. Поведение самолета и управление им при отказе автомата демпфирования.................... 308 § 13.3. Поведение самолета при отказе гидроусилителя ...... 312 § 13.4. Поведение самолета и управление им при отказе ме- ханизма триммирования ............... 314 § 13.5. Поведение самолета и управление им при отказе демпферов сухого трения............... 315 РАЗДЕЛ III. ПОВЕДЕНИЕ САМОЛЕТА НА РАЗЛИЧНЫХ ЭТАПАХ ПОЛЕТА И УПРАВЛЕНИЕ ИМ Глава 14. Взлет и набор высоты................. 317 § 14.1. Особенности движения самолета по земле. Взлет ...... — § 14.2. Особенности взлета в различных условиях. Влияние экс- плуатационных факторов................. 326 § 14.3. Способы улучшения характеристик взлета . . . ...... 330 § 14.4. Набор высоты и разгон самолета............ 332 Глава 15. Маневрирование в горизонтальной плоскости ...... 339 § 15.1. Разгон и торможение самолета в горизонтальном полете — § 15.2. Условия выполнения виража............... 342 § 15.3. Характеристики маневров в горизонтальной плоскости . . . 344 Глава 16. Маневрирование в вертикальной плоскости........ 355 § 16.1. Условия криволинейного движения и особенности выполне- ния маневров в вертикальной плоскости . ........ — § 16.2. Петля Нестерова и полупетля............. 361 § 16.3. Переворот...................... 367 § 16.4. Горка .................... 371 § 16.5. Пикирование .................... 374 Глава 17. Маневрирование по пространственным траекториям . 378 § 17.1. Условия и особенности выполнения маневров по простран- ственным траекториям................. — § 17.2. Косая петля. Полупереворот.............. 382 § 17.3. Боевой разворот. Спираль............... 387 § 17.4. Бочка .............. 390 Глава 18. Некоторые особенности управления самолетом при боевом применении............................ 394 § 18.1. Общие замечания об управлении самолетом при боевом маневрировании................... — § 18.2. Управление самолетом в воздушном бою......... 396 § 18.3. Управление самолетом при боевом применении на малых высотах .............. 400 Глава 19. Полет на максимальную дальность............ 406 § 19.1. Дальность и продолжительность характерных этапов полета — § 19.2. Суммарная дальность полета и влияние на нее эксплуата- ционных факторов................... 414 § 19.3. Способы увеличения дальности полета.......... 416 Глава 20. Снижение и посадка . . ................ 418 § 20.1. Предпосадочное снижение............... — § 20.2. Выравнивание и выдерживание............ 421 § 20.3. Пробег ....................... 423 § 20.4. Влияние эксплуатационных факторов на посадочные характеристики ................... 426 § 20.5. Способы улучшения посадочных характеристик...... 429 § 20.6. Особые случаи при посадке............... 431 Список литературы ......................... 435