Энциклопедия авиации. Главный редактор: Г. П. Свищёв. Издательство: Москва, «Большая Российская Энциклопедия»

Вращение самолёта в Ш. носит, как правило, достаточно интенсивный характер: угловая скорость рыскания может достигать значения {{ω}}_у {{≈}} 1 рад/с и более (для плоских Ш. характерны меньшие угловые скорости: {{ω}}_у {{≈}} 0,1—0,5 рад/с). Предельным случаем движения самолёта в Ш. является так называемое падение листом, когда вращение по спирали практически отсутствует ({{α}} {{≈}} 90{{°}}, {{ω}}_у {{≈}} 0).

Основные причины попадания самолётов в Ш.: сваливание при отсутствии чётких действий со стороны экипажа по предотвращению выхода самолёта на большие углы атаки и парированию сваливания с переводом его на меньшие углы атаки; возникновение несимметричного обтекания самолёта на больших углах атаки, вследствие чего на самолёт действуют значительные моменты рыскания и крена, вызывающие его вращение в Ш. (см. Самовращение); отклонение органов управления, вызванное рефлекторным стремлением лётчика вывести самолёт из Ш. К таким действиям лётчика относится в первую очередь отклонение элеронов против вращения самолёта в Ш. Но на закритических углах атаки элероны из-за возникающих моментов рыскания при их отклонении дают обратную реакцию самолёта по крену вместо привычной для лётчика на малых углах атаки, которую принято называть прямой. В результате возможен переход самолёта в режим более интенсивного вращения, что вызывает увеличение угла атаки, переход в другой режим Ш. (более плоский) и изменение угловых скоростей до значений, соответствующих новому режиму. Точно так же штопорное движение в ряде случаев не прекращается из-за того, что летчик рефлекторным отклонением органов управления продольным движением пытается вывести самолёт из режима снижения и отрицательных углов тангажа, в результате чего самолёт продолжает вращение на б{{ó}}льших углах атаки.

Систематическое изучение Ш. и методов вывода из него было начато К. К. Арцеуловым, который в 1916 первый в России совершил преднамеренный Ш., и продолжается в течение многих десятилетий. Значительный вклад в развитие теории Ш. и разработку экспериментальных методов его исследования внесли А. Н. Журавченко и В. С. Пышнов. Основными методами исследования Ш. являются специально организуемые лётные испытания (с предусмотрением особых мер безопасности, например установки противоштопорных ракет или противоштопорного парашюта — см. Противоштопорные устройства), а также испытания свободно летающих динамически-подобных моделей в вертикальных аэродинамических трубах с восходящим направлением потока (рис. 1). В 70 е гг. получили развитие еще два метода исследований Ш.: на свободно летающих моделях большой размерности (1/5—1/2 размеров натурного самолёта) с дистанционным и автоматическим управлением (модель сбрасывается с вертолёта или самолета и по окончании полёта приземляется на парашюте); расчётные исследования на ЭВМ моделирование с участием летчиков на пилотажных стендах. Этот вид исследований проводится на основе тщательного изучения аэродинамических характеристик самолётов на больших углах атаки (в стационарном режиме и при нестационарном движении) в аэродинамических трубах (рис. 2). В результате исследований устанавливаются конкретные виды Ш., характерные для данного типа самолёта, и методы вывода из него.

Каждый тип самолёта может иметь свои индивидуальные особенности вывода из Ш., однако в целях удобства обучения лётчиков принято несколько стандартных методов вывода самолёта из Ш. в порядке возрастания сложности действий рулями.

1 й метод — поставить все рули в нейтральное положение (в данном случае можно говорить о преднамеренном Ш., возникающем при отклонениях органов управления). При прекращении Ш. перейти к обычной манере пилотирования.

2 й метод — отклонить руль направления против Ш., элероны и руль высоты — в нейтральном положении. При прекращении вращения поставить руль направления в нейтральное положение.

3 й метод — отклонить руль высоты (стабилизатор) на кабрирование, руль направления — против вращения; элероны — в нейтральном положении. При прекращении вращения поставить руль направления в нейтральное положение, а руль высоты — в нейтральное положение или на пикирование (для уменьшения угла атаки).

4 й метод — отклонить руль направления против Ш., элероны по Ш., руль высоты на кабрирование. При прекращении вращения элероны и руль направления поставить в нейтральное положение, руль высоты — в положение, обеспечивающее уменьшение угла атаки.

Ш. относится к критическим режимам полёта (наряду со сваливанием и инерционным вращением) и является наиболее опасным по своим последствиям: за годы существования авиации Ш. был одной из основных причин потерь самолетов и гибели лётчиков. Это объясняется рядом причин. Для распознания лётчиком режимов Ш. и овладения техникой пилотирования для вывода самолёта из Ш. требуется большой объём лётной тренировки. Такое обучение проходят только лётчики-испытатели, и лишь незначительная часть из них специализируется в лётных испытаниях на Ш. Несмотря на внешнюю простоту стандартных методов вывода самолёта из Ш., в реальных условиях каждому, в том числе опытному, лётчику необходимо решить несколько задач: 1) установить, какой режим Ш. реализовался в конкретном случае (из-за возможной неоднозначности аэродинамических характеристик на данных углах атаки и влияния предыстории движения и положения рулей на одном и том же самолёте может реализоваться несколько режимов Ш.); 2) выбрать соответствующий метод вывода; 3) произвести чёткие действия рулями на вывод самолёта из Ш., при необходимости зафиксировать максимальное отклонение соответствующих рулей; в ряде случаев подобрать удачный момент для отклонения рулей (при колебательном Ш. — к моменту уменьшения вращения); 4) не проявляя излишней поспешности (вывод из Ш. может происходить в течение 1—2 и более витков), убедиться в наличии или отсутствии реакции самолёта на выбранный метод вывода при неизменном положении рулей; 5) к моменту уменьшения угловой скорости рыскания до нуля необходимо своевременно вмешаться в управление, чтобы добиться перехода на малые углы атаки и не оказаться в Ш. противоположного вращения или попасть в перевёрнутый. Лётчики, не имеющие достаточного опыта выведения самолётов из Ш., как правило, совершают ошибочные действия по пунктам 3) и особенно 4).

В режиме Ш. скоростные манёвренные самолёты снижаются со скоростью 80—100 м/с, и за один виток высота может уменьшиться на 0,6—1 км. Поэтому резерв времени у лётчика на принятие правильных решений и своевременные действия рулями очень мал и нужно возможно раньше предпринимать попытки выйти из этого режима. Но необходимо учитывать то, что собственно выход самолёта из Ш. будет сопровождаться потерей высоты ещё на 1—2 км. При этом должен ещё оставаться запас высоты для вывода самолёта из крутого пикирования, разгона самолёта до скоростей, достаточных для горизонтального полёта, минимального маневрирования и увода его от столкновения с землёй, а в некоторых случаях — для запуска двигателей (при заглохании или преднамеренном их останове в Ш.). Таким образом, попытки вывода самолёта из Ш. можно предпринимать до высот 4—5 км, на меньших высотах необходимо принимать экстренные меры к спасению экипажа.

Учитывая высокую опасность Ш., попадание пассажирских и др. неманёвренных самолётов в режимы Ш. исключается специальными ограничителями углов атаки, а на стадии разработки самолётов — созданием достаточных запасов по углу атаки, то есть разницы между углами атаки, которые используются в эксплуатации, и углами атаки, на которых возникает сваливание. Такой подход принят в мировой практике для этих классов самолётов в 60 х гг. С тех пор на самолётах этого типа лётные испытания на Ш. не проводятся. На манёвренных самолётах лётные испытания на сваливание и Ш. продолжаются. Однако с начала 70 х гг. самолёты этого класса также оборудуются ограничителями угла атаки, системами сигнализации о превышении допустимого угла атаки, ведётся поиск компоновочных решений и способов управления для расширения используемых углов атаки без попадания в режимы сваливания и Ш. В 80 е гг. в связи с развитием расчётных методов исследования Ш. и более глубоким изучением особенностей аэродинамики самолётов на закритических углах атаки начались работы по созданию манёвренных самолётов, не имеющих режимов сваливания в Ш. в широком диапазоне углов атаки (вплоть до {{α ≈}} 50—70{{°}}).

Г. И. Загайнов.

Рис. 1. Штопорная аэродинамическая труба Т 105 (ЦАГИ).

Развитие аэродинамических схем ЛА, увеличение их размеров, освоение новых режимов полёта, а также стремление упростить пилотирование привело к необходимости автоматизации СШУ. Основным требованием к автоматизированной СШУ является независимость её работы от действий лётчика; лётчик должен воспринимать ЛА как единую динамическую систему вместе с работающей автоматикой.

Первоначально автоматизация СШУ сводилась к уменьшению усилий на РУ при управлении: для уменьшения шарнирных моментов ОУ применялись кинематические или пружинные сервокомпенсаторы (см. Сервокомпенсация, Сервоуправление) — небольшие аэродинамические поверхности на хвостовой части ОУ, отклоняемые в зависимости от отклонения ОУ.

Рост размеров самолётов и увеличение скорости полёта (до сверхзвуковой) вызвали необходимость искать новые пути уменьшения усилий на РУ при управлении; начало внедряться бустерное управление, сначала в виде обратимого, в этом случае только определенная часть шарнирного момента ОУ передаётся на РУ, а затем и необратимого, где шарнирный момент ОУ на РУ не передаётся. В последнем случае для создания у лётчика чувства управления необходимо применять автоматы загрузки (см. Рычагов управления загрузка) с триммерными механизмами; в ряде случаев используется пружинная загрузка. В качестве силового привода при бустерном управлении, как правило, используются гидравлические рулевые приводы (РП). Первоначально РП устанавливались на истребителях, развивающих сверхзвуковые скорости полёта и снабжённых средствами спасения лётчика. После получения опыта создания и эксплуатации бустерных систем они начали применяться и на пассажирских самолетах.

Необходимость применения на сверхзвуковых самолётах целиком управляемого стабилизатора (без рулей высоты) привела к избытку эффективности этого ОУ (см. Эффективность органов управления) на дозвуковых скоростях и малых высотах полёта и в СШУ стал вводиться автомат регулирования усиления. Этот автомат изменяет кинематическое передаточное отношение от рычага к органу управления в зависимости от режима полёта (обычно в зависимости от высоты и скорости полёта).

Увеличение высоты полёта уменьшает демпфирование (см. также Аэродинамическое демпфирование) углового движения самолёта, что привело к появлению нового вида автоматизации СШУ — к дополнительным, независимым от лётчика, отклонениям ОУ в зависимости от угловой скорости самолёта в сторону, повышающую демпфирование (демпферы рыскания, крена, тангажа). Для реализации такой автоматики используется «раздвижная тяга» — в проводку управления включается электрический или гидравлический сервопривод. Чтобы задаваемые раздвижной тягой перемещения передавались только к ОУ и не сказывались на усилиях при управлении, необходимо использование необратимого бустерного управления, а также чтобы трение на участке от РУ до раздвижной тяги было больше усилий, потребных для управления бустером (в противном случае в системе управления между РУ и раздвижной тягой устанавливается вспомогательный привод по схеме необратимого управления, что, кроме того, уменьшает трение в системе, ощущаемое лётчиком).

Отклонение элеронов для осуществления манёвра по крену на больших углах атаки сопровождается образованием моментов рыскания и увеличением угла скольжения, препятствующих кренению; кроме того, на больших углах атаки для кренения самолёта относительно вектора скорости необходим дополнительный момент по рысканию. Это привело к введению в СШУ кинематических связей от РУ по крену к рулю направления.

Развитие и освоение электроники, вычислительных устройств позволило значительно расширить возможности автоматизации управления самолётом. Использование сигналов угловой скорости, перегрузки, углов атаки и скольжения, высоты полёта, скорости и т. п. для отклонений ОУ по выбираемым законам позволяет не только улучшать устойчивость и управляемость самолёта, но и создавать их искусственным путём; появился термин «компоновка самолёта, определяемая системой управления». Такой подход к проектированию ЛА ослабляет требования к выбору его аэродинамической компоновки для обеспечения наилучших лётно-технических характеристик, например позволяет обеспечить продольную статическую устойчивость (см. Степень устойчивости) при статически неустойчивой аэродинамической схеме и уменьшить площади вертикального и горизонтального оперений и т. п.

Возможности автоматизации управления в первую очередь определяются достаточностью эффективности ОУ, а затем быстродействием исполнительных механизмов (бустеров), то есть максимально возможными скоростями отклонения ОУ и минимальным запаздыванием между моментами подачи сигнала и его реализации.

По мере развития степени автоматизации СШУ в их состав стали включать подсистемы непосредственного управления подъемной и боковой силами и механизации адаптивного крыла, активные системы управления и др. системы, влияющие на динамические характеристики самолёта как объекта управления лётчиком.

В реальной эксплуатации любая система управления может отказать; поэтому рассматривают два рода систем (или подсистем): отказобезопасные и практически безотказные системы. Отказ отказобезопасной системы не должен приводить к появлению аварийной ситуации, и продолжение полёта возможно, хотя и с дополнительными ограничениями и повышенной нагрузкой на лётчика. Обычно отказобезопасность возможна или при малом возможном возмущении на движение самолёта при отказе системы управления (малое отклонение ОУ от автоматики, как, например, при отказе демпфера колебаний) или медленном, замечаемом лётчиком изменении регулируемого параметра (например, при малой скорости изменения передаточного отношения в проводке от РУ к ОУ). Отказобезопасные подсистемы можно отнести к «комфортным», то есть улучшающим, но не приводящим к кардинальному изменению устойчивости и управляемости самолёта.

Если отказ системы или подсистемы влечёт за собой появление аварийной или катастрофической ситуации, например потерю управляемости самолёта, то такая система должна быть практически безотказной. Это, как правило, достигается резервированием её каналов. При отказе одного из каналов он отключается и система продолжает функционировать. Обычно принимается, чтобы система продолжала функционировать после двух последовательных отказов. Отказ каналов обязательно индицируется лётчику (или экипажу), и в зависимости от обстоятельств должно быть принято решение об изменении полётного задания или о немедленной посадке. Для того чтобы один отказ не мог вывести из строя одновременно несколько каналов управления, эти каналы должны быть независимыми, то есть не иметь «общих точек». Отключение канала производится по выбранному критерию отказа. Если есть такой критерий отказа в самой системе (например, падение давления в гидросистеме), то система будет продолжать функционировать после двух отказов при наличии трёх каналов управления. В сложных автоматизированных системах такого критерия, как правило, нет, и выявление отказавшего канала производится методом сравнения — «голосованием»; поэтому в таких случаях для продолжения функционирования системы после двух отказов необходимо четырёхкратное резервирование. Практически безотказными можно считать такие системы, надёжность которых подтверждена большим опытом создания и эксплуатации, например механические системы. Однако в начале 80 х гг. ИКАО вынесла решение о необходимости иметь на пассажирских самолётах дублированную механическую проводку управления.

Практически безотказная автоматизированная электродистанционная система управления (ЭДСУ) позволяет не использовать механическую проводку управления (если же без автоматизации полёт невозможен, то механическая связь РУ с ОУ теряет смысл); это позволяет уменьшить вес системы управления. ЭДСУ получают в настоящее время широкое распространение.

Большие возможности предоставляет использование в системах управления бортовых цифровых вычислительных машин (БЦВМ), позволяющих реализовывать сложные законы управления с использованием логических операций. Однако такая резервированная система может иметь «общую точку» — программное обеспечение БЦВМ, одинаковое во всех каналах. В этом случае целесообразно иметь или разное программное обеспечение в каналах или резервную (цифровую или аналоговую) систему управления, позволяющую безопасно завершить полёт.

СШУ современных самолётов, как правило, весьма сложны, их структура и алгоритмы автоматизации определяются особенностями аэродинамических характеристик ЛА, областью режимов полёта по скоростям и углам атаки, длительностью полёта, наличием средств спасения, условиями эксплуатации.

Г. В. Александров.

Штурмовик — низковысотный боевой самолёт для поражения малоразмерных и подвижных наземных (морских) целей, а также живой силы противника на поле боя и в ближних тылах с применением бомбардировочного, ракетного и стрелково-пушечного вооружения. Ш. обычно используются для непосредственной поддержки сухопутных войск и сил флота. Одно из основных требования к Ш. — высокая точность поражения объектов (прежде всего танков), что достигается выполнением боевых операции с малой высоты полёта. Обычно Ш. имеет бронирование для защиты экипажа и наиболее важных частей самолёта от огня противника. Броня может быть несущей (включается в силовую схему самолёта) и встроенной (не воспринимает действующих нагрузок).

Первые попытки создания самолёта с вооружением для борьбы с наземными силами противника были предприняты в 1912 в России. В 1914 А. А. Пороховщиков построил опытный Ш. «БИ-КОК» («Двухвостка»). В 1918 в Германии фирма «Юнкерс» разработала Ш. Ju 10. В США в 20 е гг. проблему бронирования Ш. сочли неразрешимой и переключились на разработку многоцелевых самолётов и пикирующего бомбардировщика. В 1931 были успешно проведены опытные бомбометания с пикирования. В Германии решение проблемы воздушной поддержки наземных войск в 30 е гг. шло по двум направлениям: создание Ш. либо пикирующего бомбардировщика. Предпочтение было отдано пикирующему бомбардировщику Ju 87.

В СССР массовый отечественный самолет разведчик Р 5 Н. Н. Поликарпова в 30 х гг. строился и в вариантах небронированных Ш. Попытки создания специализированного самолёта-Ш. предпринимались рядом конструкторов: в 1936 были разработаны проекты Ш. по программе «Ив{{á}}нов» ОКБ Д. П. Григоровича, С. А. Кочеригина, И. Г. Немана, Н. Н. Поликарпова и П. О. Сухого. Эти работы обогатили отечественное самолётостроение новым опытом и подтвердили точку зрения о необходимости разработки специализированного самолёта для поддержки войск, но проблема оставалась нерешённой. Для создания бронированного Ш. нужны были принципиально новые идеи. В середине 30 х гг. их разработал и заложил в проект Ш. Ил 2 С. В. Ильюшин (см. Ил). Было найдено оптимальное сочетание скорости и манёвренности, дальности полёта, бомбовой нагрузки, огневой мощи наступательного оружия, средств самозащиты, неуязвимости и боевой живучести. Этому способствовало включение бронекорпуса в силовую схему фюзеляжа, что было сделано впервые. Вооружение: крупнокалиберные пушки, пулемёты, бомбы, реактивные снаряды. Создание этого самолёта положило начало развитию штурмовой авиации. За годы Великой Отечественной войны было выпущено свыше 36 тыс. Ш. Ил 2 и около 5 тыс. Ил 10 (усовершенствованная модель Ил 2). В годы войны их уподобляли «летающему танку», поскольку параметры и характеристики самолётов, их конструкция, оборудование, бронирование были подчинены этой идее. В послевоенный период развитие Ш. в основном шло в направлении повышения манёвренности, увеличения боевой нагрузки и улучшения взлётно-посадочных характеристик.

В. М. Шейнин.

Боевое применение штурмовиков: а — атака с пикирования; б — атака с бреющего полёта.

Шум ВРД имеет преимущественно аэродинамическое происхождение и возникает либо в движущемся потоке, либо при взаимодействии его с элементами двигателя. Шумность ВРД зависит от его размеров, принципиальной схемы, расчётных параметров и конструкции узлов, а также от режима работы. Основные источники шума ВРД — реактивная струя, вентилятор, турбина, компрессор, камера сгорания, а также так называемые внутренние источники в выпускном тракте. Каждый из источников характеризуется спектральным составом шума и направленностью его излучения. Воздухозаборник и выпускной тракт двигателя влияют на спектральный состав и диаграмму направленности источников шума, расположенных внутри двигателя. Возникающий при движении самолёта спутный поток также оказывает влияние на акустические характеристики Ш. д.

В зависимости от степени двухконтурности m и режима работы ТРД соотношение между интенсивностью шума различных источников изменяется. Так, шум реактивной струй на всех режимах работы преобладает у «чистых» ТРД (m = 0), в особенности у ТРДФ. У ТРДД с большой степенью двухконтурности (m>4) на всех режимах работы преобладает шум вентилятора. Шум ТВД и турбовальных двигателей обычно меньше шума винта. Шум ВРД может быть снижен с помощью специальных шумоглушителей. ПД характеризуются существенно более низкими уровнями шума, чем уровень шума ВРД. Их уровень шума обычно ниже уровня шума воздушного винта.

Измерения Ш. д. производятся на открытых стендах для испытаний двигателей, при этом Ш. д. регистрируется на окружности измерительного пояса вокруг двигателя с угловым шагом 10—30{{°}}. Шум изолированных авиационных двигателей не нормируется. Требования к Ш. д. предъявляются косвенно, путём ограничения шума ЛА (см. Нормы шума).

Если в качестве СУ используются ТРД или ТРДД, то Ш. и. являются реактивная струя, вентилятор, турбина, компрессор и камера сгорания (см. Шум двигателя); в случае же применения винтового движителя шум в основном создаётся воздушны винтом. Таким образом, основные Ш. и. ЛА имеют аэродинамическую природу. Причинами их образования являются создаваемые двигательной установкой воздушные или газовые потоки, а также обтекание и движение тел, находящихся в потоке, а не колебания твёрдых тел, с чем имеет дело классическая акустика.

Обтекание планёра ЛА воздушным потоком обусловливает два типа Ш. и.: ударные волны, возникающие при сверхзвуковых скоростях полёта и создающие дискретный шум на местности (см. Звуковой удар), и возникающий на обтекаемых поверхностях турбулентный пограничный слой, который в основном определяет шум в кабине и салоне (см. также ст. Акустика авиационная. Нормы шума).

Основные источники и индикатрисы излучения шума ТРДД (вверху) и ТРД (внизу); 1 — вентилятор; 2 — струя; 3 — турбина; 4 — компрессор.