М. М. Расковой г. Тамбова На правах рукописи Васюков А. В. Аэродинамика и динамика полета учебное пособие
жүктеу/скачать 0.7 Mb.
|
- Бұл бет үшін навигация:
- Тема № 11. Фигуры простого пилотажа
- Тема № 12. Фигуры сложного пилотажа
| Тема № 10. Штопор
Урок 1. 1.Штопор самолета. Штопором называется неуправляемое движение самолета по спиральной, обычно нисходячщей траектории на закритических углах атаки. Основоположником теории штопора является профессор Пышнов В.С. Ш   топор может быть прямым и обратным (выполняемым на положительных и отрицательных закритических углах атаки), крутым (с отрицательным углом тангажа 50…700) и плоским (с отрицательным углом тангажа 20…300).
П При крутом штопоре углы атаки достигают 300, а при плоском – 600.
П 1 1! 2! 2
В 
ωУ процессе штопора самолет стремится развить скольжение на внешнее полурыло из-за возрастания сопротивления внутреннего полукрыла на закритическом угле атаки. Это приводит к появлению дополнительного раскручивающего момента и увеличению скорости самовращения. Кроме того, при вращении самолета вокруг нормальной оси проявляются инерционные силы и связанный с ними момент тангажа, которые стремятся увеличить самолету угол атаки и тангажа. Все это вместе часто приводит к неравномерности вращения самолета при штопоре и переходу крутого штопора в плоский. МZ 2, Вывод самолета из штопора. Для вывода из штопора за 300 до намеченного ориентира необходимо сначала энергично и до отказа отклонить педаль в сторону, противоположную вращению, и вслед за этим отдать ручку управления от себя за нейтральное положение строго по продольной оси самолета. Как только прекратится вращение, немедленно поставить педали и ручку управления в нейтральное положение, набрать скорость 160…170 км/ч, затем, плавно выбирая ручку управления на себя, вывести самолет из пикирования. При подходе капота к линии горизонта увеличить наддув двигателя и вывести самолет в горизонтальный полет. Тема № 11. Фигуры простого пилотажа Урок 1.
Пилотажем называется маневрирование самолета с целью выполнения определенных фигур в воздушном пространстве. К фигурам простого пилотажа относятся: вираж, горизонтальная восьмерка, спираль, пикирование, горка с углами до 450. При выполнении пилотажа летчику необходимо искривлять траекторию и создавать перегрузки, которые могут быть нормальными, продольными и боковыми:
В
Вираж – это криволинейный полет самолета в горизонтальной плоскости с разворотом на 3600. Часть виража называется разворотом. Вираж, выполняемый с постоянной скоростью и углом крена, называется установившимся. Установившийся вираж, выполняемый без скольжения, называется правильным.
Y cos γ - G = 0 - условие горизонтальности полета.  - условие искривления траектории в горизонтальной плоскости, где rв – радиус виража.
Ysinγ
Х Ycosγ Y 
Ysin γ
G Урок 2.
На правильном вираже выполняется условие Y cos γ - G = 0, откуда можно определить нормальную перегрузку, потребную при правильном вираже, При этом вираж с креном 300 следует выполнять с нормальной перегрузкой 1.15, с креном 450 – 1.41, с креном 600 – 2.
Мощность двигателя, необходимая для уравновешивания лобового сопротивления самолета на вираже, называется потребной мощностью на вираже.
Радиус виража можно определить из условия искривления траектории в горизонтальной плоскости:  .
Время выполнения виража определяется из соотношения длины окружности и скорости полета:  .
Например, на скорости Vпр = 200 км/ч и высоте полета 1000 м с креном 600 самолет Як-52 выполняет вираж с радиусом 200 м за время 22 секунды. Если параметры виража будут ограничены какими-либо пределами (максимально допустимыми перегрузками, креном, углом атаки или мощностью двигателя), то такие виражи называются предельными.
Вираж с креном 30…450 выполняется на скорости 190 км/час, с креном 600 на скорости 210 км/час. Перед выполнением виража на соответствующей скорости самолет триммируется при оборотах двигателя 82%. При вводе в вираж движение ручкой и педалями должно быть координировано. Нужная на вираже перегрузка определяется по неизменности положения высоты линии горизонта на остеклении фонаря кабины. Тяга двигателя увеличивается за счет увеличения наддува. Ввод из виража должен осуществляться заблаговременно (за 30…500 до намеченного ориентира) при координированном отклонении ручки и педалей. Урок 3.
Спираль – это фигура пилотажа, при выполнении которой самолет движется по спиральной траектории со снижением (нисходящая спираль) или с набором высоты (восходящая спираль) на эксплуатационных углах атаки.  
P + P + GsinΘ – X = 0 - условие постоянства скорости; Ycosγ - GcosΘ = 0 - условие постоянства угла наклона траектории;  - условие искривления траектории.
rrr rcg
Y cos γ
 X
h GsinΘ
GcosΘ G
 - перегрузка на спирали.
Y 
 Ysin γ
GcosΘ
Радиус спирали определяется из условия искривления траектории:  .
Высота, которую самолет теряет или набирает за один виток спирали, называется шагом спирали. 
h
Спираль, за один виток которой теряется минимум высоты, называется наивыгоднейшей. На самолете Як-52 наивыгоднейшая спираль выполняется на экономической скорости, равной 140 км/час. За виток такой спирали при крене 450 теряется 130 м высоты.
Спираль выполняется на скорости 180 км/час при крене 450. В режиме планирования установить скорость 180 км/час при задросселированном двигателе. Ввод осуществляется на намеченный ориентир плавным и координированным отклонением ручки и педалей. Заданный угол крена на спирали фиксируется отклонением ручки. Скорость поддерживается изменением угла планирования. Вывод из спирали производится координированным отклонением ручки и педалей в сторону, противоположную крену. При это во избежание потери скорости вначале убрать крен и угловое перемещение, а затем вывести самолет в горизонтальный полет. Урок 4. 1. Пикирование с углами до 450 Пикированием называется фигура пилотажа, в процессе выполнения которой самолет круто снижается с набором скорости. 
Ввод самолета в пикирование может осуществляться с прямой и с разворота. Искривление траектории в вертикальной плоскости достигается за счет силы тяжести, которая превосходит по своей величине подъемную силу или ее составляющую Ycosγ. В процессе пикирования по мере увеличения скорости летчик поддерживает значение подъемной силы за счет уменьшения угла атаки, т.е. отдает ручку от себя. В процессе вывода из пикирования летчик искривляет траекторию за счет создания положительной нормальной перегрузки (Y > GcosΘ).
X Y GsinΘ
G GcosΘ В учебных целях пикирование выполняется с углами 30 и 450 на намеченный ориентир. Ввод осуществляется на скорости 140 км/час при предварительной балансировки самолета на скорости 250 км/час. Вывод из пикирования следует начинать на скорости не более 250 км/час. При этом плавным движением ручки управления на себя создается перегрузка не более 5. Следует помнить, что вывод из пикирования не может быть осуществлен мгновенно: при увеличении угла атаки и тангажа может создаваться иллюзия, что самолет находится в горизонтальном полете, однако при этом будет только искривляться траектория.. За время вывода самолета из пикирования теряется высота:  .
Горка это фигура пилотажа, в процессе которой самолет энергично набирает высоту с потерей скорости. Ввод самолета в горку осуществляется с прямой за счет искривления траектории при создании положительной нормальной перегрузки. При достижении заданного угла горки летчик фиксирует и поддерживает этот угол: по мере уменьшения скорости ручка управления выбирается на себя для увеличения угла атаки и поддержания нужной величины подъемной силы. Вывод из горки производится обычно с прямой для чего летчик отклоняет ручку от себя и создает перегрузку до – 3.
 Y
Y Y
P GcosΘ  
GsinΘ
X GcosΘ
G GcosΘ
В учебных целях ввод самолета в горку производится на скорости 300 км/час при оборотах двигателя 82%. Вывод из горки начинается при скорости 170 км/час с таким расчетом, чтобы он был закончен при скорости 140 км/час. Набор высоты за горку осуществляется главным образом за счет потери кинетической энергии самолета: Тема № 12. Фигуры сложного пилотажа Урок 1.
Боевой разворот - это фигура пилотажа, при выполнении которой самолет разворачивается на 1800 с одновременным набором высоты.  Y Y cosγ Ycosγ
  
     P GsinΘ
    Y sinγ X
 G cosΘ G
G cosΘ
По соотношению сил боевой разворот можно представить как сочетание горки и неустановившегося виража. Для выполнения боевого разворота необходимо обеспечить искривление траектории вверх на вводе и вниз – на выводе. Кроме того, в процессе всего боевого разворота необходимо обеспечивать искривление траектории в горизонтальной плоскости. При наличии запаса скорости одновременное искривление траектории в двух плоскостях может быть достигнуто за счет создания большой перегрузки. По мере потери скорости из- за опасности выхода на большие углы атаки перегрузку приходится уменьшать и траектория в вертикальной плоскости может начать искривляться в другую сторону. Зато, при уменьшении скорости и значительном угле крена, появляется возможность осуществлять быстрый разворот в горизонтальной плоскости с малым радиусом траектории.
Ввод в боевой разворот выполняется на скорости 300 км/час при оборотах двигателя 82% и полном наддуве. Перед вводом намечается ориентир, осматривается воздушное пространство. Плавным движением ручки управления на себя и в сторону разворота с одновременным движением педалей в ту же сторону создается угол кабрирования 10…150 и крен 10…150. Темп ввода в боевой разворот должен быть таким, чтобы после разворота на 1200 самолет имел крен 600 и угол тангажа 40…500. При дальнейшем развороте следует удерживать это положение самолета. При достижении разворота на 1500 координированным отклонением ручки и педалей в сторону, противоположную развороту, начать вывод самолета из разворота с таким расчетом, чтобы скорость при выводе была не менее 140 км/час. Отклонения от предписанной методики выполнения боевого разворота обычно приводит: к ранней потере скорости при перетягивании ручки управления на себя при вводе; к малому набору высоты при излишне больших кренах. При выполнении боевого разворота следует помнить об особенностях самолета с винтом левого вращения: - при правом развороте он сам стремится увеличить угол крена и угол тангажа;
Урок 2.
Управляемая бочка – это фигура пилотажа, при выполнении которой самолет поворачивается относительно продольной оси на 3600 с сохранением общего направления полета. Управляемые бочки различают по скорости вращения на быстрые и замедленные. Бочки, выполняемые на больших скоростях и околокритических углах атаки, называются штопорными бочками. Бочки могут быть горизонтальными, восходящими и нисходящими, а так же одинарными, полуторными, двойными, тройными и многократными. Управляемые бочки выполняются за счет отклонения элеронов, при помощи которых летчик имеет возможность регулировать угловое вращение. Основное условие прямолинейности выполнения бочки является уравновешивание силы тяжести за счет подъемной силы – положительной в прямом положении самолета (крен 00) и отрицательной в перевернутом положении самолета (крен 1800). При кренах 90 и 2700 уравновешивание силы тяжести достигается за счет боковой силы, развиваемой самолетом при наличии угла скольжения на фюзеляже и вертикальном оперении. В промежуточных положениях сила тяжести уравновешивается составляющими подъемной и боковой сил.   
 Y Z - Y - Z Y
 G G G G G
Z Y
G
Выбрать характерный ориентир для ввода и вывода. Установить скорость по прибору 230 км/час при оборотах двигателя 82% и полном наддуве. Взятием ручки управления на себя создать угол кабрирования 15…200, зафиксировать самолет в этом положении легкой отдачей ручки управления от себя и отклонить ее в сторону выполнения бочки. Как только самолет достигнет крена 450, не замедляя вращения, начать слегка отдавать ручку управления от себя для предотвращения опускания капота самолета ниже горизонта в положении вверх колесами. В положении на «ноже» (90 и 2700) необходимо отклонять верхнюю педаль для удержания капота выше линии горизонта. В перевернутом полете педали находятся в нейтральном положении. После прохода перевернутого положения необходимо за 50…600 до выхода в горизонтальный полет удерживать нос самолета от опускания ниже горизонта увеличением нажима на педаль в сторону вращения , а за 30…400 – отклонением ручки на себя. Как только самолет подойдет к горизонтальному положению, ручку управления и педаль необходимо отклонить в сторону, обратную вращению, а после прекращения вращения – поставить в нейтральное положение. Характерные ошибки: мал угол кабрирования перед вводом – бочка выполняется со снижением; опускание капота ниже линии горизонта в перевернутом полете – мало отклонение ручки от себя; мало отклоняется педаль в сторону вращения – самолет вращается с большим радиусом; неравномерное вращение – опускается ручка управления в процессе вращения; воронкообразное вращение – большое отклонение педали. Урок 3.
Петля Нестерова – это фигура пилотажа, при выполнении которой самолет выполняет замкнутую кривую в вертикальной плоскости с сохранением направления полета после вывода. Такая фигура была впервые выполнена П.Н. Нестеровым 9 сентября 1913 года.
В верхней точке петли искривлению траектории вниз способствует , как сила тяжести, так и подъемная сила. На выводе их петли схема сил такая же, как и при выводе самолета из пикирования.
G Y Y   P
 X
G
Урок 4.
Полупетля – это фигура пилотажа, при выполнении которой самолет описывает восходящую часть петли Нестерова с последующим поворотом относительно продольной оси на 1800 и выходом в горизонтальный полет в направлении, обратном вводу. 
Полупетля представляет собой сочетание восходящей части петли Нестерова и полубочки (штопорной или управляемой). Для выполнения полубочки необходима скорость не менее 170 км/час, что обеспечивает выход в горизонтальный полет на скорости 140 км/час, поэтому ввод в фигуру осуществляется на скорости 320 км/час. Схемы сил и техника выполнения полупетли такая же как и восходящей части петли Нестерова и начала выполнения бочки. За полупетлю самолет набирает высоту около 330 м. Переворот – это фигура пилотажа, при выполнении которой самолет поворачивается вокруг продольной оси на 1800 с последующим движением по нисходящей траектории и выходом в горизонтальный полет в направлении обратном вводу. 
Переворот представляет собой сочетание полубочки и нисходящей части петли Нестерова. Соответственно, схемы сил и техника выполнения соответствуют выполнению полубочки и нисходящей части петли Нестерова. Ввод в переворот выполняется на скорости 170 км/час при оборотах двигателя 82%. После выполнения полубочки и прекращения вращения самолета следует уменьшить наддув на 2/3 и ввести самолет в пикирование. По достижении скорости 200…210 км/час начать выводить самолет из пикирования с таким расчетом, чтобы закончить вывод на скорости 280 км/час.
Пикирование с большими углами по технике выполнения похоже на нисходящую часть петли Нестерова, а горка – на восходящую часть петли Нестерова, при выполнении которых на небольшом участке траектории поддерживается прямолинейность полета. Следует помнить, что вывод из крутого пикирования приводит к большой потере высоты. Поворот на горке осуществляется , главным образом за счет силы тяжести, а подъемная сила не должна мешать искривлению траектории вниз. При этом при нулевом угле атаки и малой скорости (50…80 км/час при горке с углом 900) плавным, но коротким отклонением педали полностью в сторону желаемого разворота самолет вводится в разворот. Для компенсации возникающего при этом крена ручку управления необходимо отклонять в сторону внешнего полукрыла.
жүктеу/скачать 0.7 Mb. Достарыңызбен бөлісу:
|
ричиной штопора является авторотация крыла на закритических углах атаки. Известно, что при нормальном обтекании на опускающейся половине крыла угол атаки и подъемная сила возрастают, а на поднимающейся – уменьшаются. При этом возникает демпфирующий момент крена, направленный против угловой скорости вращения. На закритических углах атаки на опускающемся полукрыле при возрастании угла атаки подъемная сила резко уменьшается, а на поднимающемся – она может и увеличиться (точки 1-2). Это приводит к появлению раскручивающего момента и возрастанию угловой скорости вращения крыла до тех пор, пока подъемные (точнее, нормальные) силы на полукрыльях не уравновесятся (точки 11-2!). Такая скорость вращения и будет называться скоростью вращения авторотации.
.
процессе маневрирования на самолете Як-52 необходимо помнить о влиянии гироскопического момента винта левого вращения:
.
cosγ Y 
.