Книга
← К списку книгЗагрузка разделов…
активнаАктивные записи участвуют в каталоге и синках. Неактивная книга скрыта, но не удалена из базы.
Книга
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, повы> сить эффективность его применения и безопасность полета, максимально облегчить условия работы летчика вынудило конструкторов современных самолетов широко применять различные автоматические устройства. Чтобы правильно использовать эти устрой-
ства, 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. 1
РАЗДЕЛ I
ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙкомпоновки И СИЛОВОЙ УСТАНОВКИСОВРЕМЕННЫХ САМОЛЕТОВ
ГЛАВА 1
ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ КОМПОНОВКИСОВРЕМЕННЫХ САМОЛЕТОВ
И ИХ ОСНОВНЫЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ -ХАРАКТЕРИСТИКИ
АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПОНОВКА САМОЛЕТОВИ ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НЕЙ ТРЕБОВАНИЯ
Основные летно-тактические и эксплуатационные свойства самолета, определяющие его боевые возможности, в значительной степени зависят от его аэродинамических характеристик. Выбором форм отдельных частей самолета (крыла, фюзеляжа, оперения и др.) и их взаимным расположением, т. е. аэродинамической компоновкой, обеспечивается возможность получения таких аэродинамических характеристик, которые при данной силовой установке позволяют реализовать требуемые летно-тактические и эксплуатационные свойства..
К числу важнейших аэродинамических характеристик, которые определяют летные свойства самолета, относятся: максимальное аэродинамическое качество самолета Атах, 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 характеристик в широко^ диапазоне чисел М и высот полета. Кроме того, за счет аэродинамической компоновки необходимо добиться минимальных потерь тяги в воздушно-газовых трактах силовой установки, а также возможного снижения тепловых потоков воздуха к поверхности самолета.
Простое перечисление аэродинамических требований, предъявляемых к компоновке самолета, свидетельствует о большой сложности решения этой задачи.
Аэродинамические характеристики крыла, фюзеляжа, оперения п самолета в целом при данном режиме полета, определяемом числом М (скоростью V) и высотой полета Н, зависят от формы частей самолета и их взаимного расположения.
Для каждого режима полета можно выбрать такие формы отдельных частей и такую компоновку самолета, которые наиболее полно обеспечивают получение необходимых аэродинамических характеристик (максимального качества, несущих свойств, минимального сопротивления и др.). Так, например, для каждого числа М полета можно подобрать форму крыла в плане (стреловидность, удлинение, сужение), обеспечивающую получение максимально возможного аэродинамического качества.
Общая тенденция изменения стреловидности %, удлинения X и относительной толщины с крыла для достижения максимальной величины Ктах— увеличение стреловидности, уменьшение удлинения и относительной толщины крыла с ростом числа М. При полете на малых дозвуковых скоростях более высокие значения Ктах имеют крылья малой стреловидности (х = 0-ъ20°), большого удлинения _(Х = 8-ъ 10) и сравнительно большой относительной толщины (с = 0,12-т-0,16), при околозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростях — крылья большой стреловидности (%= = 50-ь60°),_малого удлинения (Х = 2-ьЗ) и малой относительной толщины (с = 0,04 ч-0,06).
Оптимальное удлинение фюзеляжа (отношение длины фюзеляжа к диаметру миделевого сечения) с ростом числа М увеличивается. .
Однако при неизменной компоновке, подобранной оптимальным образом для определенного режима полета, аэродинамические характеристики самолета (например, Ктах) при изменении числа М изменяются и могут существенно уступать характеристикам, которые были бы при другой оптимальной компоновке, подобранной для другого числа М.
В качестве примера на рис. 1.1 показано изменение величины Ктах самолетов, компоновка которых является оптимальной для дозвуковых скоростей (малые %, большие Хкр, малые ХфЮЗ) и для сверхзвуковых скоростей (большие %, малые Хкр и большие ХфЮЗ). Как видно из приведенных зависимостей, самолет с дозвуковой компоновкой (с точки зрения получения максимальной величины Ктах) имеет несомненные преимущества на дозвуковых скоростях перед самолетом со сверхзвуковой компоновкой, и наоборот, последний имеет несомненное преимущество при полете на сверхзвуковых скоростях.
•Строго говоря, каждому режиму полета (числу М) соответствует своя, и только своя, оптимальная форма с точки зрения получения максимальной величины аэродинамического качества. Ана- 6
логичные закономерности изменения оптимальных форм самолета от числа М могут быть установлены и с точки зрение получения других важных характеристик (например, несущих свойств, характеристик 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 числу М полета соответствует своя оптимальная компоновка само-
Рис. 1.1. Зависимость Ашах от числа М полета и компоновки самолета
лета. Если бы по конструктивным соображениям было возможно, на каждом числе М самолет имел- бы максимальную величину Ктах (штриховая кривая на рис. 1.1), т. е. был бы «оптимальным» по компоновке самолетом.
При неизменной геометрии всех частей самолета (крыла, фюзеляжа, оперения и др.) нельзя создать универсальную внешнюю форму, которая имела бы оптимальные или близкие к ним характеристики на всех режимах полета. Невозможно одинаково полно удовлетворить всем аэродинамическим требованиям, предъявляемым к компоновке. Более того, отдельным аэродинамическим требованиям просто невозможно полностью удовлетворить по чисто конструктивным соображениям. Поэтому задачей компоновки является выбор таких форм и размеров отдельных частей самолета, а также их взаимного расположения, которые бы наилучшим образом способствовали получению заданного комплекса летно-тактических и эксплуатационных характеристик. Естественно, что при этом наиболее полное удовлетворение получают самые важные требования аэродинамики, от которых в первую очередь зависят
стреловидности (рис. 1.2). лета — крыло, которая востреловидности (рис. 1.2). лета — крыло, которая воРис. 1.2. Самолет с крылом изменяемой стреловидностиРис. 1.2. Самолет с крылом изменяемой стреловидностикрыла и самолета в целомкрыла и самолета в целом
стреловидности (рис. 1.2). лета — крыло, которая во
стреловидности (рис. 1.2). лета — крыло, которая во
Рис. 1.2. Самолет с крылом изменяемой стреловидности
Рис. 1.2. Самолет с крылом изменяемой стреловидности
крыла и самолета в целом
крыла и самолета в целом
боевые свойства самолета. Все остальные, менее важные требования удовлетворяются лишь по возможности либо компромиссно за счет некоторых уступок основным требованиям.
Есть возможность в какой-то мере приблизиться к «оптимальной» компоновке при создании самолета с крылом изменяемой В этом случае одна из частей само- многом определяет и характеристики самолета в целом, может в зависимости от режима полета изменять свою геометрию, приспосабливая ее в максимально возможной степени к получению необходимых характеристик, в частности величины максимально ВОЗМОЖНОГО значения Ктах, 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 характерной и желаемой тенденцией в изменении геометрических характеристик крыла с увеличением числа М. Таким образом, за счет изменения стреловидности крыла в соответствии с изменением числа М характеристики 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 геометрией крыла (см., например, зависимость Ктах от числа М на рис. 1.1).
Невозможно выбрать внешние формы, позволяющие полностью удовлетворить всем аэродинамическим требованиям (даже для самолета с крылом изменяемой стреловидности). Поэтому на некоторых режимах, не определяющих основные боевые свойства самолета, аэродинамические характеристики могут отличаться от желаемых.' Это, в свою очередь, либо приводит к определенным ограничениям, либо вызывает некоторые особенности в пилотировании самолета. Так, например, если компоновка самолета обеспечивает полет на больших сверхзвуковых скоростях, это вызывает затруднения в получении хороших взлетно-посадочных характеристик, которые обеспечиваются дополнительными конструктивными и аэродинамическими мероприятиями.
ВЛИЯНИЕ КОНФИГУРАЦИИ САМОЛЕТА И РЕЖИМА ПОЛЕТАНА 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 М). Наиболее сильное влияние на несущие свойства крыла
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 при больших сверхзвуковых скоростях.
Несущие свойства в условиях безотрывного обтекания, когда зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки (рис. 1.3) является линейной, определяются величиной С”, характеризующей прирост коэффициента Су при изменении угла атаки на 1°. Если известны характеристика С® и угол атаки а, то
Су = Су(а —ао).
где ао — угол атаки, при котором Су = 0.
. При уменьшении удлинения крыла характеристика С” уменьшается за счет усиления влияния так называемого концевого эффекта— перетекания воздуха с нижней поверхности крыла на верхнюю через боковые кромки и связанного с ним выравнивания давлений, действующих на нижнюю и верхнюю поверхности крыла. Чем меньше удлинение крыла X, тем меньше величи-
на С” (рис. 1.4) и коэффициент подъемной силы крыла на данном угле атаки.
Увеличение стреловидности крыла % приводит также к уменьшению несущих свойств крыла (рис. 1.5), так как через стрело-
щне свойства
видную переднюю кромку при ее дозвуковом обтекании (по аналогии с боковой кромкой прямоугольного крыла) происходит
Рис. 1.5. Влияние стреловидности крыла на его несущие свойства
выравнивание давлений между нижней и верхней поверхностями крыла. Этот эффект проявляется тем сильнее, чем больше стреловидность крыла.
Таким образом, стреловидные крылья малого удлинения, применение которых необходимо для получейия благоприятных характеристик 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 которого по сравнению с акр крыльев больших X и малых % может существенно возрасти.
Известно, что ограничение максимального значения коэффициента подъемной силы (Су ) и существенный рост коэффициента лобового сопротивления при этом связаны с развитием
Пограничный слойПограничный слойРис. 1.6. Отрыв потока на крыле при больших углах атакиРис. 1.6. Отрыв потока на крыле при больших углах атаки
Пограничный слой
Пограничный слой
Рис. 1.6. Отрыв потока на крыле при больших углах атаки
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 кромки крыла к передней при достаточно больших углах атаки (рис. 1.6).
Р-Рн" 2Р-Рн" 2При увеличении угла атаки увеличивается давление на нижней поверхности крыла и растет разрежение (уменьшается давление) на верхней поверхности. В соответствии с этим растет и коэффициент подъемной силы. На рис. 1.3 в качестве примера приведены экспериментально полученные картины давления (зависи
Р-Рн
" 2
Р-Рн
" 2
мостимостиот координаты х) дляот координаты х) длякоэффициента давления Р = -
мости
мости
от координаты х) для
от координаты х) для
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 поверхности крыла увеличивается интенсивность нарастания давления от точки минимума давления (точка А на рис. 1.3) к задней кромке крыла. При этом точка минимума давления переме-' щается по направлению к передней кромке. Такой же закон изменения 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 избыточного давления, когда оно достигнет определенной величины, воздух будет двигаться навстречу общему течению. В итоге произойдет отрыв потока, выравнивание и одновременное увеличение
давления на верхней поверхности крыла и вследствие этого уменьшение 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 (Су ). С уменьшением удлинения и увеличением стреловидности крыла уменьшается разность давлений между нижней и верхней поверхностями крыла, что приводит к уменьшению коэффициента подъемной силы. Одновре-
Рис. 1.7. Влияние стреловидности крыла и числа 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 удлинения ц большой стреловидности, его надо поставить под большим углом атаки. По этим причинам с ростом % и уменьшением 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 зависимость будет различной для крыльев разной формы в плане. Чем меньше стреловидность и больше удлинение крыла, тем большие изменения претерпевают несущие свойства (характеристика С®) крыла и самолета в целом. .
Особенно сильные изменения характеристики С® по числам М наблюдаются у крыльев малой стреловидности (х = 0-ь30°) достаточно большого удлинения, для которых возможны как рост, так и 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 выражено 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 может быть достигнута, ибо при значениях Су, существенно меньших СУ|пах из-за развивающихся срывов потока на крыле, самолет теряет устойчивость и может свалиться на крыло или на нос. 12
giro значение коэффициента подъемной силы называют Су сваливания и обозначают СУсв.
По соображениям безопасности для предотвращения вывода самолета на режим, при котором возможно сваливание самолета, величину коэффициента подъемной силы, допускаемую в полете, устанавливают несколько ниже СУсв, и это значение Судоп < Сусв называют Су допустимым. Величину С^№и назначают обычно на 10—20% меньше СУсв.
Для большинства самолетов достижению СУсв предшествуют гак называемые режимы «тряски», характер протекания и интенсивность которой могут существенно отличаться в зависимости от компоновки самолета.
Неупорядоченная вибрация крыла самолета, вызванная неустойчивостью его обтекания в зонах отрыва потока или неустойчивым положением скачка уплотнения при М.>Мкр, вызывает вибрацию других упругих частей и тряску самолета в целом. Коэффициент подъемной силы СУтр 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. Однако сам факт ее возникновения и то, что она предшествует сваливанию, в отдельных случаях можно рассматривать как предупредительный 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 необоснованно 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 СУтр очень велика. С этой точки зрения более надежной информацией 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, либо- специальные насадки. Их преобразованные сигналы на индикаторе угла атаки фактически соответствуют направлению вектора скорости потока в месте установки датчика, а не направлению вектора скорости, с которой движется самолет. Однако между направлением вектора скорости потока в месте установки датчика и фактическим направлением вектора скорости самолета на каждом режиме полета существует однозначная связь. На основе этой связи устанавливаются допустимые в полете при данном числе М индексы (условные единицы) фактического и предельно допустимого углов атаки.
При полете на сверхзвуковых скоростях, как правило, величина коэффициента подъемной силы, которая может быть достигнута по условиям балансировки при полностью отклоненном стабилизаторе (обозначается Су^ не достигает значения СУсв и уменьшается с ростом числа М полета. Примерный вид зависимости допустимых значений коэффициента подъемной силы Су по условиям балансировки при полностью отклоненном стабилизаторе от числа М приведен также на рис. 1.8. Там же штриховой линией нанесена примерная зависимость СУтр от числа М, характерная для большинства самолетов с неизменной геометрией крыла.
Для самолета с крылом изменяемой стреловидности несущие свойства зависят от угла стреловидности %к (рис. 1.2) поворотной части крыла. При этом изменение стреловидности поворотной части крыла и, следовательно, его удлинения (за счет изменения ■размаха крыла) приводят качественно к тем же самым изменениям, что и изменение стреловидности и удлинения крыла простой формы в плане. Каждому углу стреловидности поворотной части крыла соответствует своя зависимость характеристики Су от числа М (рис. 1.7) и своя зависимость допустимых значений Судоп от числа М.
По известным значениям С” для данных % и числа М и высоте полета '(давлению р) может быть определена величина подъемной силы самолета
¥=00.8^»€^.0,7р№. (1.1)
ВЛИЯНИЕ КОНФИГУРАЦИИ САМОЛЕТА И РЕЖИМА ПОЛЕТАНА 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 '
лета. Она может быть задана графически (рис. 1.9, а),''а при тех значениях Су, при которых сохраняется безотрывное обтекание, в виде уравнения
(1.2)(1.2)с,=с,о + лс2,
(1.2)
(1.2)
где Сх— значение коэффициента лобового сопротивления при нулевой подъемной силе (при Су = 0);
А — коэффициент отвала поляры, характеризующий часть сопротивления, зависящего от подъемной силы, т. е. индуктивное сопротивление (чем больше значение А, тем интенсивнее увеличивается Сх с увеличением Су).
Рис. 1.9. Поляра самолетаРис. 1.9. Поляра самолета
Рис. 1.9. Поляра самолета
Рис. 1.9. Поляра самолета
При изменении числа М изменяется и вид поляры, так что для определения аэродинамических характеристик самолета во всем диапазоне чисел М полета необходимо иметь сетку поляр (рис. 1.10). Удобнее, однако, для определения величины силы лобового сопротивления пользоваться зависимостями С^ = /(М) и Д = /'1(М), примерный вид которых для самолета-истребителя изображен соответственно на рис. 1.11 и 1,12,
При известных величина^ С^ и Л лобовое сопротивление самолета- можно найти по обычной формуле
Q = Qo + Qi = CXS. 0,7р№ + Aqs • OJpW.(1.3)
Рис. 1.10. Поляры самолета для различных чисел М полета
Рис. 1.12. Влияние числа М на коэффициент А
Величина аэродинамического качества л = £—зависит от угла атаки и числа М полета. Его максимальное значение (/(max) достигается (рис. 1.9,6) при наирыгоднейшем угле атаки д^, дота-
16 '
прямой, проведенной изпрямой, проведенной иззадана(1.2) и&Р=Р~Ризадана(1.2) и&Р=Р~Рисоотношением известны :соотношением известны :зависимостизависимостиIV"^maxIV"^max(1.4)(1.4)начала координат, по-начала координат, по-aaу"=у' Q«>Q«у"=у' Q«>Q«
прямой, проведенной из
прямой, проведенной из
задана
(1.2) и&Р=Р~Ри
задана
(1.2) и&Р=Р~Ри
соотношением известны :
соотношением известны :
зависимости
зависимости
IV"
^max
IV"
^max
(1.4)
(1.4)
начала координат, по-
начала координат, по-
a
a
у"=у' Q«>Q«
у"=у' Q«>Q«
рому соответствует наивыгоднейший коэффициент подъемной силы С;, • Максимальное аэродинамическое качество Кшах для каждого числа М может быть определено по значениям Си й Сж
в точке касания ляры (рис. 1.9).
Если поляра
С^ = /(М) и Д=А(М), то для каждого числа М величина максимального аэродинамического качества может быть определена по формуле
Максимальное аэродинамическое качество самолета является одной из главных характеристик его аэродинамического совершенства. От величины Ктах непосредственно зависят такие летно-тактические характеристики
самолета, как дальность рИс. j.o. Образование подсасывающей силы и продолжительность по-на передней части крыла
лета, дальность планирования, потолок и др.
Как следует из формулы (1.4), максимальное аэродинамическое качество определяется только величинами А и Сх.
Коэффициент А в основном зависит от несущих свойств крыла (от характеристики С®) и от возможности образования разрежения 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 передней кромки крыла. На рис. 1.13 эта точка обозначена буквой В, При обтекании закругленной передней кромки крыла на передней части крыла создается разрежение Др=р—рн (рис. 1.13,а), которое обусловливает появление некоторой подсасывающей силы, направленной вперед. Эта сила уменьшает суммарную силу лобового 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
лобового сопротивления или когда это разрежение не создается
Рис. 1.14. Крыло со сверхзвуковой передней кромкойРис. 1.14. Крыло со сверхзвуковой передней кромкойвовсе.
Рис. 1.14. Крыло со сверхзвуковой передней кромкой
Рис. 1.14. Крыло со сверхзвуковой передней кромкой
«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 располагается впереди конуса слабых возмущений, вершина которого совпадает с вершиной крыла. В этом случае переднюю кромку крыла называют сверхзвуковой.
Чем больше несущие свойства крыла (чем больше характеристика С”) и чем выше разрежение, возникающее при обтекании передней кромки,тем меньше значение коэффициента А и тем меньше индуктивное сопро-
тивление.тивление.А =А =1*гсХэф1*гсХэфНа 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 основном зависит от удлинения крыла и определяется по формуле
тивление.
тивление.
А =
А =
1
*гсХэф
1
*гсХэф
где ХЭф зависит от удлинения крыла и его стреловидности. ХЭф уменьшается с уменьшением удлинения крыла и с увеличением стреловидности. Например, для самолетов с крылом небольшой стреловидности
*«Р
= с ». -Зф’ иг+3
где Хкр = — — геометрическое удлинение крыла;
*$ф,мг—площадь участков крыла, занятых фюзеляжем и мотогондолами.
На сверхзвуковых скоростях при сверхзвуковой передней кромке крыла коэффициент
Л = -£-0-5)
Рис. 1.15. Влияние формы передней кромки крыла и числа М полета на величинуРис. 1.15. Влияние формы передней кромки крыла и числа М полета на величинуи растет по мере увеличения числа М примерно пропорционально /М2- 1 (рис. 1.12). При уменьшении числа М (при дозвуковой передней кромке крыла) коэффициент А вследствие реализации разрежения на передней кромке уменьшается по сравнению с величиной, определяемой по формуле (1.5), постепенно приближаясь к величине А= —.
Рис. 1.15. Влияние формы передней кромки крыла и числа М полета на величину
Рис. 1.15. Влияние формы передней кромки крыла и числа М полета на величину
При острой передней кромке крыла (если при этом носок крыла не отгибается) во всем диапазоне чисел М
А = -—— (штриховая линия
на рис. 1.12).
У большинства самолетов, основным режимом полета которых является режим 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 Атах передняя кромка крыла должна быть заостренной, так как крыло с острой передней кромкой имеет меньшее значение Сд. а на величину характеристики С® форма передней кромки практически
не влияет.
На рис. 1.15 приведены примерные зависимости величины максимального аэродинамического качества Атах от числа М для стреловидных крыльев, имеющих закругленную кромку, при которой можно реализовать разрежение, и имеющих острую кромку, при которой разрежение не реализуется, но зато достигается меньшее волновое сопротивление при сверхзвуковых скоростях. Как видно из приведенных графиков, неиспользование разрежения при острой передней кромке крыла приводит к существенному снижению величины Атах в области дозвуковых скоростей полета из-за роста индуктивного сопротивления.'
Величина С^ включает в себя две составляющие: коэффициенты силы трения С^тр и силы сопротивления давления С^ :
с =сх + сх .
•*о Лтр -*ов
Величина коэффициента лобового сопротивления СХд при нулевой подъемной силе примерно остается постоянной до числа М полета, равного Мкр, а при дальнейшем увеличении числа М>Мкр вследствие возникновения и роста волнового сопротив-
19
ления (сопротивления давления) интенсивно увеличивается (рис. 1.11). '
Возникновение волнового сопротивления связано главным образом с развитием местных сверхзвуковых зон, заканчивающихся скачками уплотнения, на поверхности крыла, оперения и дру-
Рис. 1.16. Изменение сил давления иа 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 местной скорости звука (рис. 1.16), в направлении задней кромки крыла скорость воздуха продолжает увеличиваться, а давление соответственно падать (при чисто дозвуковом обтекании наоборот— скорость уменьшается, а давление возрастает). Местная сверхзвуковая зона заканчивается скачком уплотнения, за которым скорость становится вновь дозвуковой.
Уменьшение давления (увеличение разрежения) в кормовой части профиля крыла на участке до скачка уплотнения вызывает дополнительное сопротивление давления, называемое волновым. Необратимые потери механической энергии воздуха на скачке уплотнения, а также волновой срыв потока из-за взаимо- 20
действия скачка уплотнений и пограничного слой увеличивают волновое сопротивление.'
С увеличением числа М полета более МКр протяженность сверхзвуковой зоны увеличивается, скачок уплотнения перемещается к задней кромке крыла. Вследствие этого растет и коэффициент волнового сопротивления. Для самолета в целом максимум коэффициента Сх_ в зависимости от конфигурации отдельных частей самолета достигается при числах М= 1,05-т-1,2. С дальнейшим ростом числа М коэффициент Сх^ уменьшается примерно обратно пропорционально величине р^М2—1.
Перераспределение давления на поверхности крыла (оперения) приводит также к изменению коэффициента подъемной силы. Причем характер и интенсивность изменения коэффициента Су (характеристики Ср зависят от изменения расположения и протяженности местных сверхзвуковых зон на верхней и нижней поверхностях 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 удлинения фюзеляжа. Так, например, для крыла при сверхзвуковых скоростях полета волновое сопротивление пропорционально отно- сительнои толщине профиля крыла с = -^- в квадрате:
р ксгх«в ~ V м2 — 1 ’
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 % 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 (коэффициента А) выгоднее, наоборот, некоторое уменьшение стреловидности. Это приводит к росту С*, а следовательно, и к уменьшению индуктивного сопротивления вообще.
Уменьшение удлинения крыла также способствует уменьшению волнового сопротивления. Однако, как известно, уменьшение удлинения приводит к уменьшению несущих свойств крыла (характеристики Ср и к увеличению индуктивного сопротивления.
При сверхзвуковых скоростях полета с ростом числа М влияние удлинения на величину Ктах постепенно уменьшается.
При сравнительно больших сверхзвуковых скоростях (число М= 1,84-2,3) изменение стреловидности и удлинения крыла не оказывает столь значительного влияния на величину Ктах. Поэтому удлинение и стреловидность крыла могут выбираться уже из других условий, например из условий обеспечения высоких маневренных свойств самолета в области больших дозвуков'Ых и небольших сверхзвуковых скоростей и т. д.
Одним из основных геометрических параметров фюзеляжа, влияющим на его лобовое сопротивление, является удлинение
, %ОЗ
С ростом удлинения фюзеляжа увеличивается сопротивление трения и уменьшается сопротивление давления (волновое сопротивление) .
Так как при дозвуковых скоростях основную долю сопротивления составляет сопротивление трения, то уменьшение удлинения фюзеляжа будет целесообразным лишь до тех пор, пока не начнется резкое увеличение сопротивления давления, что имеет место при сравнительно небольших удлинениях фюзеляжа (ХфЮЗ=44-5).
При сверхзвуковых скоростях волновое сопротивление может составлять значительную часть (иногда до 50—60%) полного сопротивления фюзеляжа. Поэтому увеличение длины фюзеляжа выгодно, пока рост сопротивления трения, обусловленный увеличением поверхности фюзеляжа (при заданном диаметре dM с ростом ХфЮЗ растут длина фюзеляжа и его поверхность), не столь значителен. Для полета на сверхзвуковых скоростях оптимальное удлинение фюзеляжа с ростом числа М увеличивается, достигая величин ХфЮЗ = 8-г-10 при числах М = 24-2,5.
Поляра самолета, определяемая величинами Сх и А, изменяется в зависимости от внешней конфигурации самолета. Подвеска внешних объектов типа ракет и бомб, выпуск шасси, закрылков, тормозных щитков и т. п. могут привести к существенным изменениям величины коэффициента лобового сопротивления, аэродинамического качества, а также к изменениям несущих свойств и других характеристик самолета. Так, например, за счет подвески внешних объектов, которые увеличивают коэффициент СХо самолета на величину ^Сх, относительное изменение максимального аэродинамического качества Ктах и наивыгоднейшего коэффициента подъемной силы СУнв может быть оценено по следующим формулам:
Д^тах 1 ДС^о _ ДС>нв 1 ^С Хо
Ктах 2 СХ1 ’ Су„„ 2 Сх>
Из этих формул следует, что при увеличении коэффициента Сх на 20% максимальное аэродинамическое качество уменьшается, а наивыгоднейший коэффициент подъемной силы СУнв увеличивается на 10%.
Рис. 1.17. Влияние стреловидности поворотной части крыла на СХб
Существенные изменения коэффициентов лобового сопротивления и подъемной силы происходят при изменении угла стреловидности Хк поворотной части крыла (рис. 1.2). Чем больше относительная длина -у-поворотной части крыла, тем значительнее эти изменения.
Рис. 1.18. Влияние стреловидности поворотной части крыла на величину коэффициента А
Изменение стреловидности поворотной части крыла вызывает соответственно изменение поляры самолета (изменяются СХа и А), аэродинамического качества, в том числе и максимального аэродинамического качества /Стах. Образно выражаясь, переход к другой стреловидности — это переход к другому по своим летным свойствам самолету.
Удобнее всего эти изменения оценивать на основании зависимостей %о=/(М) и A=fi(M) для разных углов стреловидности поворотной части крыла Хк (рис. 1.17, 1.18). При таком задании аэродинамических характеристик (см. также рис. 1.7) по извест-
ному значению угла стреловидности хк для заданного режима полета можно определить аэродинамические коэффициенты С^, А, Сж, Су, а по ним и силы, действующие на самолет.
' § 1.4. НЕСУЩИЕ СВОЙСТВА САМОЛЕТА В УСЛОВИЯХВЗЛЕТА И ПОСАДКИ
Подъемная сила, которая создается самолетом на взлете или при посадке, ограничивается максимально возможными значениями коэффициентов подъемной силы при взлете СУвэл или при посадке СУпос.
Величина коэффициента подъемной силы в условиях посадки (аналогично и при взлете) может быть представлена двумя слагаемыми:
= С -Ь ДСу ,Упос Уо Умех
где Суо — коэффициент подъемной аилы самолета без механизации при значении посадочного угла атаки апос!■
ДСУм—прирост коэффициента подъемной силы вследствие использования механизации.
Полное использование несущих свойств крыла, имеющего большую стреловидность и малое удлинение, в условиях посадки практически исключается из-за конструктивных ограничений величины посадочных углов атаки апос, которые у современных самолетов не превышают 10—12°. При сравнительно небольших величинах характеристики Су и малых апос несущие свойства крыла современного самолета оказываются недостаточными.
Эффективность применявшейся ранее механизации типа закрылков различного рода, расположенных на участке крыла, не занятом элеронами, на крыльях большой стреловидности и малого удлинения также недостаточна. Основной причиной этого являются малые несущие свойства собственно крыла.
Как известно, отклонение закрылка на некоторый угол 83 при- водйт к увеличению давления на нижней поверхности крыла и разрежения на верхней поверхности крыла. Прирост коэффициента подъемной силы ^СУмех вследствие отклонения закрылка на угол 83 количественно характеризуется изменением угла атаки ао, при котором подъемная сила равна нулю, на величину а0з (рис. 1.19), так как при этом величина характеристики Су [наклон кривой Су = /(«)] не изменяется. Поэтому величину прироста коэффициента подъемной силы можно определить по формуле •
=C"a0 .
Величина а0з при данном виде механизации с уменьшением X и увеличением х практически не изменяется, а так как характери- 24
стика С® при уменьшении X и увеличении % уменьшается, ТО и прирост коэффициента подъемной силы крыла вследствие использования механизации ДСУм
также уменьшается. Таким образом, эффективность механизации уменьшается с уменьшением собственных несущих свойств крыла.
Эффективность закрылка зависит от угла его отклонения. При малых углах отклонения закрылка при его безотрывном обтекании прирост коэффициента подъемной силы ДСУмех пропорционален углу отклонения закрылка 83 (рис. 1.20). По мере увеличения угла отклонения закрылка из-за роста градиента давления на его верхней поверхности развивается срыв потока (рис. 1.21), приводящий к уменьшению прироста подъемной силы и
Рис. 1.19. Влияние отклонения закрылков на коэффициент подъемной силыРис. 1.19. Влияние отклонения закрылков на коэффициент подъемной силысопротивления (рис. 1.20).сопротивления (рис. 1.20).к интенсивному росту лобового
Рис. 1.19. Влияние отклонения закрылков на коэффициент подъемной силы
Рис. 1.19. Влияние отклонения закрылков на коэффициент подъемной силы
сопротивления (рис. 1.20).
сопротивления (рис. 1.20).
Вследствие ликвидации отрыва потока на верхней поверхности закрылка можно получить существенное увеличение подъемной силы (штриховая кривая на рис. 1.20). Возможны два прин-
ципиальных направления борьбы со срывом потока: уменьшение градиента давления (интенсивности роста давления) вдоль хорды закрылка и увеличение скорости движения воздуха непосредствен
на картину распределения давления
но у поверхности закрылка. Первое достигается уменьшением кривизны поверхности, например применением двух- и более секционных и выдвижных закрылков. Второе — устройством специальных профилированных щелей вблизи передней кромки каждой секции закрылка (рис. 1.22).
Рис. 1.22. Двухщелевой закрылок
Наличие профилированных щелей у обычных и двухсекционных закрылков позволяет увеличить скорость движения воздуха вблизи верхней поверхности закрылка и тем самым задержать отрыв потока до больших углов отклонения закрылка. Тем не менее даже самая совершенная механизация типа закрылка не позволяет полностью использовать эффект безотрывного обтекания.
. 1.23. Закрылок со сдувом пограничного слоя. 1.23. Закрылок со сдувом пограничного слояНаиболее эффективным средством, обеспечивающим безотрывное обтекание закрылка и повышение его эффективности до «теоретически» возможной, является принудительное увеличение скорости воздуха над верхней поверхностью закрылка за счет воздуха, вытекающего через специально спрофилированную щель — сопло (рис. 1.23) и отбираемого от двигателя. Сдув пограничного слоя на закрылке при сравнительно небольших расходах воздуха позволяет обеспечить практически безотрывное обтекание закрылка при углах его отклонения до 45—50°.Рис
. 1.23. Закрылок со сдувом пограничного слоя
. 1.23. Закрылок со сдувом пограничного слоя
Интенсивность сдува ха-
рактеризуется коэффициентом
реакции струи С , представляющим собой отношение силы реакции струи R (рис. 1.23) к площади крыла в плане и скоростному
С.С.йапору, при котором осуществляется полет самолета:
С.
С.
Коэффициент Ср является количественной характеристикой интенсивности сдува. Величина его меняется как при изменении «илы /?, так и при изменении скоростного напора р-g—. Сила R, которая фактически зависит лишь от величины избыточного давления на входе воздуха в сопло, практически не зависит от вели- нины скоростного напора. Таким образом, при неизменном избыточном давлении ^p на входе в сопловую щель с изменением скорости полета величина коэффициента реакции струи С^ будет изменяться обратно пропорционально квадрату скорости полета.
Эффективность закрылка со сдувом пограничного слоя (СПС) зависит от коэффициента реакции струи С^ (рис. 1.24).
Значительный прирост коэффициента подъемной силы закрылка с СПС при малых значениях коэффициента С^ происходит вследствие восстановления безотрывного обтекания. С увеличением коэффициента С,. растет также и реактивная составляющая подъемной силы, однако для получения больших приростов Си 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 посадке привела к появлению самолета, у которого механизация расположена по всему размаху крыла (рис. 1.25). На самолетах
с полностью механизированной задней кромкой крыла элероны либо отсутствуют вовсе (на их месте располагаются закрылки), либо используются одновременно и как закрылки на взлете и посадке (зависающие элероны).
Рис. 1.24. Влияние коэффициента реакции струи на эффективность механизации
В первом приближении эффективность механизации, занимающей всю заднюю кромку, по сравнению с механизацией, расположенной на части крыла, увеличивается пропорционально увели-
Рис. 1.25. Органы поперечного управления — интерцепторы и «ножницы» стабилизатора
чению относительного размаха закрылка. Особенно эффективной является механизация всей задней кромки на;крыльях, имеющих малую стреловидность и достаточно большое удлинение, в частности на самолетах с крылом изменяемой стреловидности, когда поворотная часть крыла имеет минимальный угол стреловидности (Хк= 15+30°).
На рис. 1.26 в качестве иллюстрации представлены примерные зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки самолетов, имеющих различную форму крыла в плане и различную механизацию.
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-
Рис. 1.27. Увеличение подъемной силы вблизи земли
душка — зона повышенного давления. Над крылом скорости течения воздуха увеличиваются, что приводит к дополнительному разрежению. По этим причинам и происходит увеличение подъемной силы крыла самолета при полете вблизи земли (рис. 1.27).
Величина прироста коэффициента подъемной силы из-за влияния земли ^Cy3eM зависит для крыла определенной формы от от- носительного расстояния задней кромки закрылка от земли й = у (рис. 1.28), где Z —размах крыла. При значениях h^ 0,5-=-1,0 это влияние невелико и ^СУзем не превышает величины 0,1—0,15.
Однако при меньших значениях А, что возможно для самолетов с низким расположением крыла (в схеме низкоплана), величина ДСУзеМ может достигать значения 0,2—0,3 и более.
на коэффициент С’у
Следует иметь в виду, что при использовании взлетно-посадочной механизации, особенно с использованием СПС на закрылке, а также при полете вблизи экранирующей поверхности изменяются не только несущие свойства, но и характеристики устойчивости и управляемости самолета.
ГЛАВА 2
ОСОБЕННОСТИ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ
,СОВРЕМЕННЫХ САМОЛЕТОВ
§ 2.1. СХЕМА И РАБОЧИЙ ПРОЦЕСС ДВИГАТЕЛЯ
Основные параметры силовой установки
Под силовой установкой сверхзвуковых самолетов понимают совокупность трех основных элементов, участвующих в создании силы тяги, — входного устройства, двигателя и выходного устройства.
На современных маневренных сверхзвуковых самолетах применяются два основных типа газотурбинных двигателей — одноконтурные и двухконтурные, как правило, снабженные форсажными камерами. Одноконтурные турбореактивные двигатели с форсажными камерами сокращенно называют ТРДФ, а двухконтурные— 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 силовой установки. Согласно известному из механики закону об изменении количества движения сила тяги равна секундному увеличению 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 двигатель, то величина внутренней тяги двигателя может быть определена по формуле
Р = ^^-У^(2.1)
где V— скорость полета;
Сз — скорость вытекающего из сопла газа (ом. рис. 2,1).
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 c$—V, т. е. чем значительнее ускоряется газовый поток при его прохождении через тракт силовой установки.
Величина ^—^- в данном случае есть тяга, получаемая от 1 кг воздуха, проходящего через двигатель, и называется удельной тягой. Следовательно,
(2.2)(2.2)Р CS V— g
(2.2)
(2.2)
и соответственно
P=GbPw(2.3)
Чем выше удельная тяга двигателя, тем меньше при заданной величине тяги потребный расход воздуха через двигатель, а следовательно, его диаметр и вес. С этой точки зрения выгодно иметь высокие значения Руд. Наиболее эффективным средством для повышения Руд служит увеличение температуры газа как в основной, 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 трансзвуковых скоростей полета. Это связано в основном с нерасчетными условиями работы входного и выходного устройств, о чем будет сказано далее. Внешнее сопротивление силовой установки представляет собой сумму сил избыточного давления и сил трения, действующих на ее внешние поверхности. Их равнодействующую обозначим ХВн.
Эффективной тягой силовой установки называют разность внутренней тяги и внешнего сопротивления Хвн силовой установки, т. е. величину
P^-P-Xw(2.4)
Другим важнейшим -показателем силовой установки является ее экономичность.
Для оценки экономичности силовой установки пользуются понятием «удельный расход топлива». Удельным расходом топлива называют отношение часового расхода топлива С1Л к эффективной тяге силовой установки:
C„=TV-<2-5)
Если размерность часового расхода топлива ^-, а тяги—кгс, то единицей измерения для Суд является "^т^> т. е. удельный расход топлива — это расход топлива на килограмм тяги в час.
Снижение Суд имеет чрезвычайно важное значение для авиа-
ционных силовых установок. Чем ниже величина Суя, тем больше при заданной скорости дальность и продолжительность полета самолета. Наиболее эффективным средством снижения Суд у современных газотурбинных двигателей является увеличение степени повышения давления компрессора. Именно этим объясняется тенденция ко все большему и большему увеличению ^* у вновь создаваемых двигателей.
Третьим важным параметром силовой установки является ее удельная масса.
Удельной массой силовой установки принято называть отношение массы силовой установки Gc.y к ее эффективной тяге:
(2-6) 'эф
Чем ниже удельная масса силовой установки, тем меньше при заданной величине тяги масса силовой установки, которая в значительной степени влияет на такие важные данные самолета, как его дальность, потолок, полезная нагрузка и маневренность.
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 проточной части двигателя, используемые при дальнейшем изложении, и изображено изменение давления р, осевой составляющей скорости с и температуры газа Г по тракту силовой установки в условиях полета самолета с М = 2 на высоте 11000 м. Обозначенные на рис. 2.1^ поперечные сечения делят силовую установку на шесть основных" элементов: входное устройство (Н—1), компрессор (/—2), основную камеру сгорания (2—5), турбину (5—4), форсажную камеру сгорания (4—ф) и выходное устройство (ф—5).
Входное устройство служит для сжатия воздуха под воздействием скоростного напора и подвода его к компрессору. Дальнейшее сжатие осуществляется в компрессоре, где давление воздуха увеличивается в несколько раз. Сжатый во входном устройстве и компрессоре воздух поступает в камеру сгорания, где он подогревается вследствие сгорания топлива, которое подается в камеру через форсунки. Процесс сгорания в основных камерах газотурбинных двигателей (ГТД) происходит так, что температура газа на выходе из нее не превышает величины, допустимой жаропрочностью материалов, из которых изготовлена турбина, с учетом 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 турбины на вращение компрессора. Но с повышением температуры работоспособность газов увеличивается. Поэтому для получения в
Турбине мощности, необходимой для вращения компрессора, требуется значительно меньшая степень понижения давления, чем степень повышения давления во входном устройстве и компрессо-
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, значительно превышающее атмосферное. Следовательно,„газы за турбиной 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-
уока. При этом увеличивается количество движения массы газа, Проходящей через двигатель, вследствие чего и возникает сила дяги.
У ТРДФ газовый поток после турбины проходит через форсажную камеру, где он дополнительно подогревается вследствие сгорания форсажного топлива до температуры 1500—1700° С. Такую высокую температуру газа удается обеспечить вследствие отсутствия за форсажной камерой вращающихся деталей (таких,
Рис. 2.2. Схема двухконтурного двигателя с форсажной камерой (ДТРДФ)
как турбина) и лучших возможностей ее охлаждения. Дополнительно подогретый в форсажной камере газовый поток при его расширении в выходном сопле обеспечивает существенно более высокие скорости истечения, чем на бесфорсажных режимах, что позволяет значительно увеличить силу тяги ТРДФ при включении форсажа.■
Основными параметрами-рабочего процесса ТРДФ являются температура газа перед турбиной Т^, температура форсажа Т^ и
■* Pi
степень повышения давления компрессора тгк=—^-, где звездочкой Pi
отмечены параметры заторможенного потока.
Двухконтурные двигатели могут быть выполнены по различным схемам. На рис. 2.2 приведена схема трехвального ДТРДФ, предназначаемого для маневренных сверхзвуковых самолетов. Она включает компрессор низкого давления 1, общий для первого и второго контуров, компрессоры промежуточного 2 и высокого 3 давления, работающие только на первый контур, камеру сгорания первого контура 4 и три турбины: высокого 5, промежуточного б и низкого 7 давления, приводящие во вращение соответствующие компрессоры. На выходе из турбины устанавливается камера смешения 8, где газовые потоки от обоих контуров смешиваются и подаются в общую форсажную камеру 9, а из нее — в выходное сопло 10.
Степенью двухконтурности двигателя называют отношение расхода воздуха через второй контур к расходу через первый контур:
т—-%^.(2.7)
Обычно для ДТРДФ т= 1,04-2,0.
Отношение давления воздуха на входе в камеру сгорания к давлению на входе в компрессор называют суммарной степенью повышения давления компрессора тс* . Эта величина у двухконтурных двигателей достигает 15—20 и более.
Выполнение двухконтурного двигателя по двух- или трехвальной схеме позволяет обеспечить лучшее согласование работы отдельных ступеней компрессоров и турбин, достигнуть высоких значений тс* и при этом обеспечить достаточные запасы устойчивости компрессоров на нерасчетных режимах.
Двухконтурные ТРДФ дают возможность получать большую тягу на форсажных режимах, необходимую в сверхзвуковом полете, и обеспечивают хорошую экономичность на бесфорсажных режимах, широко используемых при дозвуковых скоростях полета.
ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА СИЛОВЫХ УСТАНОВОКСВЕРХЗВУКОВЫХ САМОЛЕТОВ
Основные параметры входных устройств
Входное устройство современного сверхзвукового самолета представляет собой сложную систему, состоящую из воздухозаборника, входных каналов, подводящих воздух к двигателю, перепускных и противопомпажных створок, устройств слива пограничного слоя и других составных элементов. От безотказной работы этой системы зависит эффективность и надежность силовой установки в целом. Правильная эксплуатация такой системы, своевременное предупреждение неисправностей и устранение возникших отказов требуют глубокого понимания сложных газодинамических процессов, происходящих в элементах входного устройства..
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 отсутствие значительных пульсаций на входе в компрессор двигателя.
К числу важнейших эксплуатационных требований относятся надежность работы всех систем, простота обслуживаний, защищенность от попадания в двигатель грунта и посторонних предметов при рулении и взлете и др.
К числу основных параметров, характеризующих эффективность входных устройств, относятся следующие.
Коэффициент сохранения полного давления, оценивающий га
зодинамические потери в процессе сжатия воздуха от скоростного напора. Он представляет собой отношение полного давления за воздухозаборником (на входе в двигатель) к полному давлению воздуха в набегающем потоке:
овх = Л-. (2.8)
Рн
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 экономичность силовой установки. Получение высоких значений коэффициента авх имеет важнейшее значение также для увеличения расхода воздуха и тяги силовой установки, особенно при сверхзвуковых скоростях полета.
Величина коэффициента авх в значительной степени зависит от совершенства организации процесса торможения сверхзвукового потока. На рис. 2.3 изображен график зависимости величины повышения давления воздуха во входном устройстве
_ И _ Рн _
^ВХ°вх „ Звх
Рн Рн
Рис. 2.3. Зависимость степени повышения давления во входном устройстве тгпх от числа М полетаРис. 2.3. Зависимость степени повышения давления во входном устройстве тгпх от числа М полета3,5(1 +0,2М2)3,5(1 +0,2М2)(2.9)(2.9)от числа М полета при различных способах торможения сверхзвукового потока. Верхняя кривая относится к идеальному процессу, когда нет потерь. Нижняя кривая соответствует торможению сверхзвукового потока в прямом скачке уплотнения. Средняя кривая указывает примерный порядок величины ттвх для существующих многоскачковых воздухозаборников.
Рис. 2.3. Зависимость степени повышения давления во входном устройстве тгпх от числа М полета
Рис. 2.3. Зависимость степени повышения давления во входном устройстве тгпх от числа М полета
3,5
(1 +0,2М2)
3,5
(1 +0,2М2)
(2.9)
(2.9)
Чтобы судить о влиянии тгвх и, следовательно, snx на данные двигателя, можно указать, что снижение тгВх 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 воздухозаборнике.
Коэффициент внешнего (лобового) сопротивления входного устройства, служащий для оценки суммарного внешнего сопротив-
(2.10)(2.10)ления, так же, как и коэффициент лобового сопротивления самолета, определяется по формуле
(2.10)
(2.10)
вх дрм ’
где ^BX— суммарное внешнее сопротивление входного устройства;
q— скоростной напор;
FM — площадь миделй воздухозаборника.
Суммарное внешнее сопротивление входного устройства на сверхзвуковых скоростях полета и при нерасчетных режимах работы воздухозаборника может составлять 20—ЗО°/о внутренней тяги двигателя. Поэтому крайне важно принятие всех возможных мер для снижения /вх-
Коэффициент расхода, характеризующий производительность входного устройства, принято определять как отношение площадей:,
^=4^-,(2.11)
вх
где FH—фактическая площадь струи, входящей в воздухозаборник;
^вх—геометрическая площадь входа воздухозаборника.
При сверхзвуковых скоростях полета перед воздухозаборником происходит сужение струи, причины которого будут объяснены далее, означающее уменьшение расхода воздуха через воздухозаборник. Поэтому коэффициент у является важным параметром, характеризующим режим работы воздухозаборника и запас его устойчивости.
Коэффициент запаса устойчивости ^КУвх входного устройства, характеризующий удаление его рабочего режима от границы неустойчивой работы, называемой границей помпажа воздухозаборника. Коэффициент &КУ показывает, насколько при каждом заданном числе М полета величина авх/у на границе помпажа выше, чем на данном рабочем режиме, и задается в процентах.
. 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 параметров должен быть подчинен требованию обеспечения максимально возможных для заданных условий полета величин эффективной тяги силовой установки при условии ее надежной и устойчивой работы.
На современных сверхзвуковых самолетах применяются входные 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 воздухозаборниках осуществляется в специально организованной системе скачков уплотнения. С этой целью используются профилированные поверхности, при обтекании которых образуется несколько последовательно расположенных один за другим косых скачков уплотнения, заканчивающихся обычно прямым скачком. Такие поверхности называют поверхностями торможения.
По форме поперечного сечения воздухозаборники подразделяются на плоские и осесимметричные. У воздухозаборников первого типа поверхности торможения сверхзвукового потока состоят из ряда плоских панелей, устанавливаемых под углом одна к другой и образующих ступенчатый клин, при обтекании изломов которого возникают косые скачки уплотнения. У осесимметричных воздухозаборников поверхность торможения получают сопряжением нескольких конических поверхностей, образующих ступенчатый конус. Скачхи уплотнения в этом случае возникают в местах излома образующей ступенчатого конуса.
Основное преимущество плоских воздухозаборников состоит в том, что регулировать их конструктивно проще, причем изменение регулируемых параметров можно осуществлять в более широком диапазоне. Поэтому плоские воздухозаборники находят все более широкое применение.
Воздухозаборники, устанавливаемые в головной части фюзеляжа или двигательной гондолы, получили название лобовых, а у боковой поверхности фюзеляжа — б о к о.в ы х или примыкающих.
Главное преимущество боковых воздухозаборников состоит в освобождении носовой части фюзеляжа для размещения радиолокационного и другого специального оборудования.
Схемы размещения лобовых и боковых воздухозаборников, характерные для современных сверхзвуковых самолетов, показаны на рис. 2.4 (а — лобовой воздухозаборник, расположенный в носовой части фюзеляжа; б и г—полукруглый и плоский воздухозаборники с вертикальным расположением клина у боковой поверхности фюзеляжа; д — плоский боковой воздухозаборник с горизонтальным расположением клина; в — секторный воздухозаборник в месте сочленения крыла и фюзеляжа).
При боковом расположении воздухозаборника принимаются специальные меры для устранения вредного влияния пограничного сЛоя, образующегося на расположенной впереди него поверхности летательного аппарата. Для этого между боковой поверхностью летательного аппарата и воздухозаборником имеются щели для слива пограничного слоя. Воздух отводимого пограничного слоя может быть использован для охлаждения элементов двигателя, а также подаваться в эжекторное сопло.
Рассмотрим подробнее особенности рабочего процесса сверхзвукового воздухозаборника. Для этого обратимся к схеме течения
Газового потока в плоском Трехскачковом воздухозаборнике па расчетном числе М полета (рис. 2.5). Поверхность торможения этого воздухозаборника представляет собой двухступенчатый клин
Рис. 2.4. Схемы расположения сверхзвуковых воздухозаборников на самолетеРис. 2.4. Схемы расположения сверхзвуковых воздухозаборников на самолете
Рис. 2.4. Схемы расположения сверхзвуковых воздухозаборников на самолете
Рис. 2.4. Схемы расположения сверхзвуковых воздухозаборников на самолете
/—2—3 с углами установки панелей Pi и р2- При обтекании панелей образуются косые скачки уплотнения 1—А и 2—А (с уг-
Рис. 2.5. Схема плоского трехскачкового воздухозаборникаРис. 2.5. Схема плоского трехскачкового воздухозаборника
Рис. 2.5. Схема плоского трехскачкового воздухозаборника
Рис. 2.5. Схема плоского трехскачкового воздухозаборника
лами наклона ai и аг), в которых осуществляется торможение сверхзвукового потока.
Углы ступенчатого клина и осевая протяженность отдельных ступеней выбираются таким образом, чтобы на расчетном числе М полета косые скачки фокусировались в точке А передней кромки обечайки. Это соответствует условию ср=1, обеспечиваю- 40
щему максимально возможный расход воздуха через воздухозаборник, так как при этом Еи = Евх.
За последним косым скачком как в плоском, так и в осесимметричном течении поток является еще сверхзвуковым. Переход сверхзвукового потока в дозвуковой в воздухозаборниках с внешним сжатием осуществляется на входе во внутренний канал. В расчетной схеме течения принято считать, что этот переход происходит в замыкающем прямом скачке, располагающемся вблизи
Рис. 2.6. Схема течения воздуха в осесимметричном сверхзвуковом воздухозаборнике (с учетом пограничного слоя и отрыва потока) при расчетном (максимальном) числе М полета:
/ — щель для слива пограничного слоя в горле; 2 — перфорация; 3 — турбулизаторы
плоскости входа. Практически же у воздухозаборников многорежимных самолетов этот процесс осуществляется в головной вол- йе, как показано на рис. 2.5.
Далее воздушный поток входит во внутренний канал воздухозаборника, вначале слегка сужающийся, а затем плавно расширяющийся. Самое узкое сечение этого канала называют горлом воздухозаборника. Течение воздуха во внутреннем канале сопряжено с возникновением значительных потерь, обусловленных вязкостным трением и отрывом потока от поверхности торможения в районе горла.
Образование зоны отрыва за горлом вызвано тем, что сжатие 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 возникают 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 центрального тела 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 неравномерности и нестационарности потока за воздухозаборником.
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 FT обычно выбирается из условия, что скорость потока в нем равна скорости звука. Выб- .ранная из этого условия величина площади горла называется оптимальной. 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 независимо от фактической величины площади проходного сечения канала. Но увеличение размеров зоны отрыва вызывает значительную неравномерность потока за горлом, и его последующее выравнивание приводит к сильному снижению полного давления и коэффициента ^ВХ-
Чтобы предотвратить развитие отрыва потока воздуха в канале за горлом и обеспечить условия для быстрого его выравнивания 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 последующими 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 устанавливаются специальные турбулизаторы 3 (генераторы вихрей), служащие для выравнивания потока перед компрессором. Они выполняются в виде коротких лопаток малого удлинения (козырьков), имеющих высоту, несколько большую толщины пограничного слоя. При обтекании этих лопаток, устанавливаемых под большими углами атаки к потоку, возникают вихри, которые способствуют перемешиванию пограничного слоя с основным потоком. В результате этого предотвращается образование и развитие зон отрыва пограничного слоя, происходит выравнивание поля скоростей и уменьшаются пульсации потока перед компрессором.
Управление пограничным слоем сверхзвуковых воздухозаборников позволяет существенно уменьшить степень неравномерности и снизить уровень пульсаций потока на входе в компрессор, уве- 42 '
личить запас устойчивости воздухозаборника и повысить величину 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 широком диапазоне нерасчетных режимов. Изменяются число М полета, высота полета, режим работы двигателя, а также направление набегающего потока (при изменении углов атаки и скольже-
Рис. 2.7. Течение воздуха в воздухозаборнике при числе М полета меньше расчетного
ния самолета). В зависимости от этих факторов изменяется газодинамическая картина течения, что оказывает влияние на параметры воздухозаборника и запас его устойчивости.
При числах М полета, меньших расчетных, углы наклона косых 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 FH получается обязательно меньше геометрической площади FBX. В результате этого коэффициент расхода ср становится меньше единицы. В указанных условиях (когда ср<1) воздухозаборник создает весьма значительное внешнее сопротивление, которое в технической литературе получило наименование дополнительного.
Физический смысл дополнительного сопротивления состоит в следующем. Если скачки уплотнения не фокусируются у передней 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. Поэтому в струйках воздуха, которые проходят через скачки уплотнения, но не попадают в воздухозаборник, а растекаются вокруг него вследствие потерь на скачках, происходит уменьшение количества движения воздуха, что и создает сопротивление движению. Оно получается тем более значительным, чем интенсивнее сами скачки уплотнения и чем большее количество воздуха подвергается сжатию и растекается вокруг обечайки. .
Заметим, что суммарное сопротивление воздухозаборника складывается из дополнительного сопротивления и сопротивления обечайки. Последнее является результатом того, что при обтекании
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 способность системы скачков уплотнения снижается. Одновременно уменьшается и пропускная способность горла. Это объясняется интенсивным снижением плотности воздуха в горле из-за уменьшения скоростного напора набегающего воздушного потока.
Резкое снижение пропускной способности системы скачков уплотнения и горла у нерегулируемого воздухозаборника при уменьшении числа М полета приводит к тому, что он не в состоянии пропустить все то количество воздуха, которое требуется для работы двигателя. В целях согласования производительностей воздухозаборника и двигателя приходится осуществлять регулирование воздухозаборника. У плоских воздухозаборников оно достигается таким изменением расположения регулируемых панелей, при котором увеличивается площадь горла и уменьшаются углы наклона косых скачков уплотнения при уменьшении числа М полета. У осесимметричных воздухозаборников те же цели достигаются уборкой ступенчатого конуса внутрь обечайки.
Регулирование воздухозаборника обычно требуется также при изменении режима работы двигателя. При увеличении частоты вращения ротора двигателя вследствие увеличения расхода воздуха через компрессор необходимо увеличивать производительность воздухозаборника. При уменьшении частоты вращения ротора двигателя производительность воздухозаборника нужно уменьшать. ’
Следует, отметить, что изменение температуры- окружающего воздуха также вызывает рассогласование режимов работы воздухозаборника и двигателя. Снижение, например, температуры Тц приводит к увеличению приведенного расхода воздуха через двигатель, что требует соответствующего увеличения производительности (расхода) воздухозаборника.
. Схема плоского трехскачкового регулируемого воздухозаборника показана на рис. 2.8. Поверхность торможения этого воздухозаборника образована двумя плоскими панелями 1 и 2. Панель 1 первой грани клина, составляющая угол Pi с направлением полета, обычно выполняется неподвижной. К ней присоединяется на шарнирах одна или несколько подвижных панелей, образующих продолжение поверхности торможения и переходящих далее в стенку внутреннего канала. В рассматриваемой схеме панель 2 служит второй гранью клина, которая с первой гранью образует изменяемый по величине угол Рг- Горло в этом случае образуется внутренней поверхностью обечайки и внешней поверхностью панелей 3 и 4, которые соединены между собой телескопически и, кроме того, шарнирно связаны с подвижными панелями 2 и 5. Панель 5 шарнирно связана с основанием входного канала. Образованный таким способом панельно-шарнирный меха-
низы обеспечивает возможность одновременного изменения площади горла и угла р2 за счет плоскопараллельного перемещения панелей 3 и 4 и поворота панели 2 относительно панели /.
Рис. 2.8. Схема плоского регулируемого воздухозаборника: / — неподвижный клин (панель); 2—панель регулирования угла р2;3, 4,
5— панели регулирования площади горла; 6— шаонирные сочленения панелей; 7 — перфорация; 8— перепускные створки"; 9 — створки подпитки; 10 — турбулизаторы
Изменение углов наклона косых скачков (одного или нескольких) 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 р2 коэффициент расхода увеличивается, так как возрастает Евх. Это видно из схемы, изображенной на рис. 2.9. Одновременно увеличивается площадь горла воздухозаборника. Если при уменьшении числа М полета уменьшить угол р2, это обеспечит требуемое изменение коэффициента расхода и площади горла (их увеличение) для согласования совместной работы воздухозаборника и двигателя.
У плоских воздухозаборников может осуществляться также регулирование 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 воздухозаборник-
Рис. 2.10. Изменение расхода воздуха через воздухозаборник при выдвижении ступенча-* того конуса
Для обеспечения оптимального согласования работы воздухозаборника и двигателя в широком диапазоне режимов может оказаться целесообразным иметь в системе регулирования воздухозаборника 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 показана на рис. 2.10. Регулирование таких воздухозаборников осуществляется перемещением центрального тела (сопровождающимся 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 через систему скачков возрастает. Если его выдвигать, расход воздуха снижается. Это видно из рис. 2.10,. где показано изменение формы струи при осевом перемещении центрального тела. Выдвижение 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, уменьшившаяся после выдвижения центрального тела, заштрихована). 4-6
При вдвигании центрального тела внутрь обечайки, наоборот, площадь струи и FT возрастают.
С увеличением площади FH струи (т. е. расхода воздуха через систему косых скачков уплотнения) нужно увеличивать одновременно площадь горла воздухозаборника. У осесимметричных воздухозаборников с неизменным диаметром центрального тела независимое перемещение центрального тела и изменение площади 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, центрального тела одновременно уменьшается площадь горла.
На взлете и при малых скоростях полета пропускная способность горла значительно снижается из-за отсутствия сжатия воздуха 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 острых передних кромок обечайки воздухозаборника. Поэтому пропускная способность воздухозаборника на режимах взлета должна быть максимально увеличена. В плоском воздухозаборнике это достигается полной уборкой (складыванием) регулируемых панелей клина и раскрытием створки обечайки, в осесимметричном—перестановкой ступенчатого конуса в полностью убранное положение. В дополнение к этому обычно во входном канале устанавливаются 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 открываются, когда давление перед двигателем становится меньше атмосферного.
Если воздухозаборник по каким-либо причинам перестанет регулироваться, это приведет к нарушению нормальных условий его работы.
Пагубными последствиями этого явления будут падение давления на входе в двигатель (из-за уменьшения аах) и возрастание внешнего сопротивления (из-за увеличения Сх ), 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 двигателя), произойдет переполнение входного канала двигателя воздухом. Дросселирующее 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 расположение в соответствии с изменением расхода воздуха (площади Ен) на входе в воздухозаборник. Регулируя расход воздуха через воздухозаборник, головная волна, отходя далеко от плоскости входа, разрушает систему скачков и вызывает 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 может пропустить воздухозаборник, во входном канале двигателя происходит паде-
ние давления, так как в него поступает меньше воздуха, чем расходуется двигателем. В этом случае из-за сильного снижения противодавления перед двигателем головная волна исчезнет (будет «проглочена»), в канале за горлом появится сверхзвуковая зона, а в конце этой зоны возникнет интенсивный скачок уплотнения, в котором сверхзвуковой поток будет переходить в дозвуковой.
Рис. 2.11. Возникновение «зуда» при отрыве пограничного слоя за скачком уплотнения SРис. 2.11. Возникновение «зуда» при отрыве пограничного слоя за скачком уплотнения S
Рис. 2.11. Возникновение «зуда» при отрыве пограничного слоя за скачком уплотнения S
Рис. 2.11. Возникновение «зуда» при отрыве пограничного слоя за скачком уплотнения S
Рис. 2.12, Согласование режимов воздухозаборника и двигателяРис. 2.12, Согласование режимов воздухозаборника и двигателя
Рис. 2.12, Согласование режимов воздухозаборника и двигателя
Рис. 2.12, Согласование режимов воздухозаборника и двигателя
Схема течения с образованием сверхзвуковой зоны и ограничивающего ее скачка S изображена на рис. 2.11. Чем значительнее потребный расход двигателя превышает располагаемый расход воздухозаборника, тем далее по потоку располагается скачок S, тем более интенсивным он становится и, следовательно,
тем сильнее снижается коэффициент авх, что приводит к падению тяги силовой установки. При очень значительном перемещении скачка по потоку возникает другая форма неустойчивой работы воздухозаборника, называемая «зудом».
Следует заметить, что зависимость коэффициента Овх от коэффициента расхода <р при заданном числе М полета и различных положениях клина (конуса) называется характеристикой воздухозаборника. При каждом заданном положении клина, как видно нз рис. 2.12, характеристика воздухозаборника имеет две ветви — пологую и вертикальную. Вершины вертикаль- "пых ветвей каждой характеристики (точки к) соответст
вуют так называемому крити
ческому режиму работы воздухозаборника, когда при увеличении расхода воздуха через воздухозаборник исчезает головная волна. На участке к —з воздухозаборник работает со сверхзвуковой зоной за горлом, и в точках з возникает «зуд». На участках к — п воздухозаборник работает с головной волной на входе, н в точках п возникает помпаж. Наивыгоднейшими условиями работы воздухозаборника являются режимы на пологой ветви характеристики в точке р вблизи точки к, так как при этом обеспечиваются практически - наибольшие значения коэффициента овх 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 регулируемых панелей клина и уменьшается число М перед головной волной, что приводит к возрастанию максимальных значений величин коэффициента авх, коэффициент расхода при этом уменьшается. Это возрастание авх происхо-
днт до тех пор, пока не начинает сказываться вредное влияние повышения интенсивности косых скачков, что уже вызывает снижение а ,
max
Совместные режимы работы воздухозаборника и двигателя определяются пересечением указанных характеристик с лучом О — Л, проходящим через начало координат. Как видно, подбирая для каждого числа М полета соответствующее положение регулируемого клина, можно обеспечить работу воздухозаборника 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 уборка—-помпаж. Рассмотрим явления помпажа и «зуда» воздухозаборника.
Помпаж воздухозаборника возникает при сверхзвуко-вых скоростях 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 колебаний 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 воздухозаборника повышается, и при М< 1,5-ь 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 продольные перегрузки, появляющиеся из-за колебания тяги двигателя.
В условиях эксплуатации силовых установок по-мпаж воздухозаборника недопустим. Резкие колебания давления и расхода воздуха могут вызвать по-мпаж компрессора и, как следствие, недопустимое повышение температуры газа перед турбиной (ее перегрев) или самовыключение двигателя.
Переполнение канала воздухозаборника сжатым воздухом вначале приводит, как указывалось, к образованию головной волны перед обечайкой. Эта головная волна, перемещаясь против потока, все больше разрушает систему косых скачков уплотнения. Поток за головной волной становится резко неравномерным. 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
потока, проходящего в периферийной зоне /, снижение полного давления, Полное давление резко падает также в непосредственной близости от поверхности торможения, 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 образуется дозвуковая зона с полным давлением, более низким, чем полное давление в канале.
Воздух из канала начинает вытекать через входное отверстие наружу (в зону, где давление ниже, чем в канале) и одновременно продолжает поступать 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 отверстие прекращается. С этого момента начинается быстрое обратное перемещение головной волны к плоскости входа и восстановление сверхзвукового течения на входе. Головная волна, движущаяся по направлению потока, из-за низкого противодавления за воздухозаборником не задерживается у плоскости входа, а проходит внутрь канала, где превращается в скачок S, ограничивающий сверхзвуковую зону, образующуюся за горлом. Этот процесс «проглатывания» головной волны протекает почти мгновенно, и давление в канале за столь короткое время не успевает измениться.
На новом режиме количество воздуха, втекающего в воздухозаборник, превышает количество воздуха, поступающего в двигатель, так как расход воздуха через двигатель в этот момент времени снижается в соответствии с более низким 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 головная волна, которая движется с большой скоростью навстречу набегающему потоку и вызывает повторное блокирование входа. Цикл повторяется.
Чем больший объем имеет внутренний канал, тем больше требуется времени для его опорожнения и наполнения, тем больше период и амплитуда колебаний при помпаже. -
Возникновению помпажа воздухозаборника на самолете способствуют все 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, перевода 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 помпажа воздухозаборника является снижение скорости полета, поскольку при этом возрастает пропускная способность двигателя и снижается располагаемый расход воздухозаборника.
«Зуд» воздухозаборника наблюдается при значительном снижении 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
перемещается в сторону двигателя. Скачок взаимодействует с наросшим по длине канала пограничным слоем, что приводит к возникновению периодических отрывов потока от стенок канала из-под основания скачка (рис. 2.11). Вследствие этого возбуждаются высокочастотные Пульсации потока газа с частотой колебаний от нескольких десятков до нескольких сот герц и со значительно меньшей, чем при помпажных колебаниях, амплитудой, появляется 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 достаточно развитом пограничном слое.
Высокочастотные колебания воздушного потока, возникающие при «зуде», оказывают неприятное физиологическое воздействие на летчика (зудящее ощущение па теле). Возникающие пульсации давлений снижают запас устойчивости компрессора. Вибрации при «зуде» могут нарушить нормальную работу оборудования, расположенного вблизи входного устройства. Но «зуд» менее опасен, чем помпаж, и может допускаться в эксплуатации на некоторых режимах (в целях повышения запаса устойчивости воздухозаборника по помпажу).
Изменение угла атаки или угла скольжения самолета оказывает влияние как на эффективность работы, так и на запас устойчивости входного устройства. Оно в значительной! степени зависит от типа воздухозаборника и его расположения на самолете. .
У лобовых осесимметричных воздухозаборников на больших углах атаки возникает картина течения, схематично изображенная на рис. 2.14, а. В верхней (подветренной) части центрального тела углы между образующими ступенчатого конуса и направлением потока уменьшаются, поэтому уменьшаются и углы наклона 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 й их интенсивность 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 осесимметричного воздухозаборника приводит к появлению неравномерности потока за воздухозаборником. Снижение давления на входе в двигатель и расхода воздуха уменьшает тягу двигателя. Наличие же неравномерности потока на выходе из воздухозаборника приводит к уменьшению запаса устойчивости компрессора.
У боковых входных устройств изменение фактических углов набегания потока на воздухозаборник значительно больше, чем изменение углов атаки самолета из-за местных возмущений потока, создаваемых фюзеляжем (на фюзеляже поток перетекает снизу вверх). Кроме того, в отличие от лобовых воздухозаборни-
Рис. когоРис. кого2.14. Обтекание потоком осесимметрич- (а) и плоского (б и в) воздухозаборников при больших углах атаки2.14. Обтекание потоком осесимметрич- (а) и плоского (б и в) воздухозаборников при больших углах атаки
Рис. кого
Рис. кого
2.14. Обтекание потоком осесимметрич- (а) и плоского (б и в) воздухозаборников при больших углах атаки
2.14. Обтекание потоком осесимметрич- (а) и плоского (б и в) воздухозаборников при больших углах атаки
ков здесь поток является неравномерным. У плоских воздухозаборников существенную роль играет в этом случае расположение клина.
При горизонтальном расположении клина (рис. 2.4,5) изменение 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 ср, 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 косых скачков вызывает переполнение воздухозаборника воздухом и снижение запаса его устойчивости, а сильное повышение интенсивности косых скачков — увеличение потерь в скачках и Сни- 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 фюзеляжа из-за воздействия на него головной волны от воздухозаборника.
Более неблагоприятными у боковых воздухозаборников оказываются характеристики при отрицательных углах атаки (рис. 2.14, в). Уменьшение углов наклона и интенсивности косых скачков приводит к значительному увеличению интенсивности головной волны, к уменьшению величины коэффициентов авх и ср, а также к существенному возрастанию неравномерности и пульсаций потока на входе в воздухозаборник. Запас устойчивости воздухозаборника резко снижается. Это может явиться причиной ограничений режимов полета с большими отрицательными перегрузками. У самолета F-15 по этой причине весь воздухозаборник с горизонтально расположенным клином выполнен поворотным и регулируется по углу атаки самолета.
У воздухозаборников с вертикальным расположением клина (рйс. 2.4, г) изменение углов атаки самолета оказывает не менее сильное влияние на их характеристики. Здесь косой обдув вызывает срыв потока с горизонтально расположенных наветренных боковых стенок канала. Это приводит к снижению коэффициентов авх и ср, к уменьшению запаса устойчивости воздухозаборника и к возрастанию неравномерности и пульсаций давления на входе в компрессор. Конструктивной мерой для снижения влияния углов атаки на характеристики воздухозаборника в этом случае является установка горизонтально расположенных перегородок в передней части канала воздухозаборника.
Изменение углов скольжения также неблагоприятно сказывается 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 устойчивости воздухозаборника при полете с большими углами атаки, применяют специальное регулирование, обеспечивающее дополнительное выдвижение конуса у осесимметричного или клина у плоского воздухозаборника. Часто такое регулирование осуществляется путем взаимосвязи указанных регулируемых элементов с положением стабилизатора, поскольку между углами атаки самолета и углами отклонения стабилизатора имеется прямая зависимость.
Регулирование сверхзвуковых воздухозаборников осуществляется автоматической системой. На современных самолетах широкое применение получили такие системы регулирования, в которых перемещение ступенчатого клина (конуса) осуществляется в зависимости от степени повышения давления компрессора тс* или от приведенной частоты вращения ротора ппр. Это объясняется тем, что влияние частоты вращения, числа М полета, высоты полета и температуры окружающего воздуха на потребную произво-
дительность двигателя наиболее полно учитывается приведенным расходом воздуха через компрессор. Но последний связан однозначной 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-
Рис. 2.15, Программа регулирования воздухозаборника
довательно, и двигателя в целом. Задача регулирования воздухозаборника состоит в согласовании потребной производительности воздухозаборника с производительностью двигателя. "
Как указывалось, пропускную ' способность воздухозаборника следует увеличивать при уменьшении числа М полета, при увеличении частоты вращения ротора двигателя, при уменьшении температуры Тн и соответственно при увеличении высоты полета до 11 км. Во всех этих случаях возрастает приведенный расход воздуха и однозначно с ним связанная величина тс*. Именно это позволяет использовать параметр тс* (или ппр) как сигнал для увеличения производительности воздухозаборника.
Типичная для сверхзвуковых воздухозаборников программа регулирования, показывающая зависимость хода выдвижения штока, управляемого регулируемым клином (конусом), от параметра тс*, приведена на рис. 2.15. За 100% принято положение штока, соответствующее максимально выпущенному положению клина (конуса). Это положение соответствует максимальному числу М полета, при котором параметр тс* достигает наименьших значений. На взлете и при малых скоростях полета, которым соответствуют наиболее высокие значения тс*, регулируемые панели полностью убираются, а площадь горла максимально увели* 54
чивается. Здесь же показано - взаимное расположение границ «зуда» и помпажа воздухозаборника. •
В ряде случаев, особенно для осесимметричных воздухозаборников, одним выдвижением конуса не удается обеспечить весь диапазон потребного регулирования воздухозаборника. В этом случае после полного выдвижения конуса при еще более низких значениях тс* (пПр) согласование работы воздухозаборника и двигателя 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 подробно будет сказано в § 3.4.
ЯВЛЕНИЯ СРЫВА ПОТОКА И ПОМПАЖА КОМПРЕССОРОВ ГТД
• Осевым компрессором на некоторых режимах их работы свойственна неустойчивая работа, называемая помпажем компрессора. Причиной неустойчивой работы компрессора является срыв потока с лопаток отдельных ступеней компрессора при нерасчетных условиях их обтекания. Для повышения запаса устойчивости и исключения явлений срыва потока и помпажа компрессора у современных ГТД осуществляется то или иное специальное их регулирование. Наиболее эффективные способы регулирования— поворот лопаток спрямляющих аппаратов групп первых и последних ступеней, а также использование компрессоров двухвальной схемы. Широко применяются также ленты перепуска воздуха из промежуточных ступеней компрессора в атмосферу.
Основными параметрами, характеризующими работу многоступенчатого осевого компрессора, как известно, являются: расход воздуха GB в килограммах в секунду, степень повышения давления тс„ =-—^- и к.п.д. компрессора У) На расчетном режиме ра-
Р\ - •
боты каждый компрессор рассчитывается на вполне определенные значения этих параметров. Высокоэффективная и устойчивая работа компрессора’ на расчетном режиме обеспечивается соответствующим профилированием его проточной части. Оно состоит в том, что проходные сечения проточной части компрессора (а поэтому и длины лопаток) от ступени к ступени уменьшаются в соответствии с увеличением плотности проходящего через них воздуха, а лопатки рабочих колес и направляющих аппаратов устанавливаются под такими углами к потоку воздуха, при которых обтекание лопаток осуществляется без срыва, с малыми гидравлическими потерями и с закруткой воздуха, достаточной для получения высокой напорности ступеней.
Схема течения воздуха через ступень изображена на рис. 2.16, где показана проекция цилиндрических сечений лопаток направляющего аппарата (НА), рабочего колеса (РК) и спрямляющего
аппарата (СА). Как видно, входные кромки лопаток РК и СА почти совпадают с направлением векторов скорости ап и бг- Сжатие воздуха обеспечивается поворотом потока, снижением при этом относительной скорости в лопатках РК от ич до Wa и аб-
\ ^\
Рис. 2.16. Схема течения воздуха через ступень осевогокомпрессора
солютной скорости'в лопатках СА от Сг до с3. Такая схема течения реализуется на расчетных режимах работы в каждой ступени, чем обеспечиваются бессрывнОе обтекание и согласованная работа всех ступеней компрессоров.
В условиях эксплуатации течение воздуха в отдельных ступенях многоступенчатого осевого компрессора может существенно отличаться от описанной расчетной схемы.
При изменении частоты вращения ротора двигателя, скорости полета, высоты полета и температуры наружного воздуха изменяются параметры, характеризующие работу компрессора (GB, it*, У)* 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:сор:(2.12)(2.12)
сор:
сор:
(2.12)
(2.12)
где Г* =7^(1+0,2М2)—температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор, которая, как видно, увеличивается на заданной высоте с ростом числа М полета.
В теории двигателей доказывается, что указанные два параметра (пПр и G„np) однозначно определяют режим течения воздуха в компрессоре и характер обтекания лопаток всех его ступеней. Поэтому об изменении режима работы компрессора и его параметров судят по так называемым характеристикам компрессора, представляющим собой зависимости ^ от ОВпр и «пр. Такие характеристики показаны на рис. 2.17, где р— расчетная точка, соответствующая пПр=1ООо/о, н—р—в — рабочая линия, а линия г—г — граница устойчивой работы компрессора. Приведенная частота вращения ротора выражена в процентах от расчетного значения.
Нетрудно убедиться по формулам (2.12), что при стандартных атмосферных условиях на входе в компрессор пПр=п и G„np = = GB. В то же время использование параметров япр и GBnp позволяет судить об изменении режима работы компрессора не только при изменении п, но и при любых изменениях условий полета. Например, перемещение рабочей точки по рабочей линии вниз и
Рис. 2.18. Зависимость запаса устойчивости компрессора ОТ ПДр
снижение тс* и GBflp на установившихся режимах работы двигателя 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 //<11 км). Во всех этих случаях уменьшается 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 ДКУ. Величина Д/(у при каждом заданном значении параметра иПр. характеризует относительное удаление рабочей точки от границы устойчивых режимов работы компрессора и выражается обычно в процентах. Зависимость запаса устойчивости нерегулируемого компрессора (сплошная линия) и регулируемого компрессора (штриховая линия) от иПр показана на рис. 2.18. Как видно, максимальный запас устойчивости достигается при иПр менее 100%, а при значительном отклонении ипр от расчетного значения ДКУ снижается, и особенно сильно у нерегулируемого компрессора. При ДКу = 0 возникает неустойчивая работа компрессора.
Расположение рабочей линии н—р—в, показанное на рис. 2.17, характерно для нерегулируемого высоконапорного компрессора. Как видно,"она пересекает границу устойчивости в двух точках: в точке н при значении лпрк, значительно меньшем расчетного, и в точке в при «пРв, большем расчетного. В первом случае режим неустойчивой работы компрессора называется . ни ж ни м сры- 58
вом (нижним помпажем), а во втором случае — верхним срывом (верхним помпажем).
' Рассмотрим физическую сущность явлений срыва потока и помпажа компрессора. Заметим, что первопричиной этих явлений служит такое рассогласование режимов работы отдельных ступеней осевого компрессора, при котором на его отдельных ступенях достигаются сверхкритические углы атаки.
При значительном снижении пПр происходит уменьшение степени повышения давления компрессора. Следовательно, понижается плотность воздуха на его последних ступенях. Но проходные сечения межлопаточных каналов последних ступеней выполнены значительно меньшими, чем первых, с учетом расчетного повышения плотности воздуха в компрессоре. Тогда в рассматриваемых нерасчетных условиях работы компрессора проходные сечения на последних ступенях оказываются недостаточными, чтобы .пропустить менее плотный воздух. Но поскольку через все ступени должно пройти одинаковое количество воздуха, осевые скорости воздуха на последних ступенях значительно возрастают, а вследствие дросселирующего влияния последних ступеней осевые скорости на первых ступенях резко снижаются. Углы атаки при этом на первых ступенях сильно увеличиваются, а на последних ступенях уменьшаются по сравнению с расчетными значениями. Такое рассогласование ступеней приводит к тому, что из-за возможности срыва потока на первых ступенях снижается запас устойчивости компрессора, а нерасчетное обтекание лопаток первых и последних ступеней приводит к снижению его к.п.д. Треугольники скоростей на входе в первую и последнюю ступени при таком их рассогласовании (для случая n —const) показаны на рис. 2.19 сплошными линиями. Штриховыми линиями здесь же показаны треугольники скоростей для расчетного режима. Чрезмерное увеличение углов атаки на первых ступенях компрессора является причиной нижнего срыва (нижнего помпажа) компрессора (точка н на рис. 2.17). В условиях эксплуатации такая неустойчивая работа компрессора реализуется либо при значительном уменьшении частоты вращения компрессора (на рис. 2.17 при п = = 83°/0nmax), 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 пПр, больших расчетного, величина тс* и плотность воздуха на последних ступенях оказываются больше потребных. 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) компрессора в момент достижения точки в на характеристике компрессора. Данный вид неустойчивости компрессора в условиях эксплуатации возможен, когда двигатель работает при макси-
мальной частоте вращения ротора, низкой температуре окружающего воздуха и малых скоростях полета, т. е. тогда, когда значительно снижается температура воздуха Т* на входе в двигатель.
Как показали исследования, возникновение и развитие срыва потока в двух рассмотренных случаях существенно различаются. При верхнем срыве, когда оказываются' превышенными
6
Рис. 2.19. Треугольники скоростей первой (а) и по-следней (б) ступеней осевого компрессора при«пр< Лпрр
критические углы атаки на последних ступенях, имеющих относительно небольшую длину лопаток, срыв потока возникает практически одновременно по всей высоте лопатки, но захватывает не все лопатки, а образует срывную зону, занимающую около половины длины окружности колеса. Эта зона срыва не остается связанной с одними и теми же лопатками, а вращается относительно корпуса компрессора в сторону вращения ротора. Срывная зона, возникнув на последних ступенях, оказывает дросселирующее действие на впереди стоящие ступени, и срыв почти мгновенно распространяется на весь компрессор. Через срывную зону воздух из-за компрессора устремляется обратно на вход. В момент прорыва воздуха через срывную зону возникает характерный хлопок (сжатый воздух выбрасывается из-за компрессора во входное устройство) и давление за компрессором падает. После кратковременного восстановления режима срыв и хлопок могут повториться. При определенных условиях это явление повторяется периодически в виде серии хлопков и интенсивных колебаний давления большой амплитуды и малой частоты и называется пом- 60
пажем компрессора. Характерным признаком помпажа 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, срыв потока сначала захватывает небольшую периферийную 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 нарушении 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 повышению температуры газов за турбиной. Вращающийся срыв на первых ступенях является источником возбуждения опасных вибраций 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 компрессора, в котором возможна устойчивая работа его в системе двигателя при установившихся режимах работы. Как видно на рис. 2.17, по мере приближения к точкам нив расстояние между рабочей линией и границей устойчивости работы постепенно сокращается. Возьмем, например, точку к, расположенную вблизи точки н. Формально она находится в области устойчивых режимов, но практически устойчивую работу компрессора в этой точке гарантировать нельзя. Влияние некоторых эксплуатационных факторов в определенных условиях (например, 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 "пртах 11 "npmin, ПРИ которых запас устойчивости АКу достигает минимально допустимых значений (рис. 2.18).
Максимально допустимые величины Л^y в условиях эксплуатации (^ymjn и ^уга|п, 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 иа лопатках компрессора.
Узкий диапазон устойчивых режимов работы нерегулируемых компрессоров практически исключает возможность их использования в современных ГТД. Для расширения диапазона устойчивости работы компрессоров применяется их регулирование.
Принцип регулирования компрессора поворотом лопаток НА состоит в поддержании углов атаки потока на лопатках рабочих колес регулируемых ступеней вблизи расчетных значений.
Как указывалось, при очень значительном снижении приведенной частоты вращения по сравнению с расчетной у нерегулируемого компрессора значительно увеличиваются углы атаки потока на первых и уменьшаются на последних ступенях. Это несоответствие углов атаки их расчетным значениям может быть устранено поворотом регулируемых направляющих аппаратов в группе
Рис. 2.20. Изменение углов установки лопаток направляющих аппаратов первой и последней ступеней ®1СТ 11 ®гст от "пр
первых ступеней на прикрытие, а в группе последних ступеней — на открытие. Режимы работы средних ступеней мало отличаются от расчетных, поэтому они не нуждаются в регулировании.
Поворот лопаток направляющих аппаратов и плавное изменение углов их установки осуществляется специальной системой регулирования. Углы поворота лопаток задаются в зависимости от приведенной частоты вращения ротора двигателя и контролируются обычно по положению лопаток первой (I) и последней (z) ступеней. Характер зависимости изменения углов 0, первой и ®гст 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) производится в целях уменьшения расхода воздуха через компрессор при запуске двигателя и улучшения условий запуска.
Величины углов установки - лопаток других регулируемых ступеней определяются постоянными передаточными соотношениями, заложенными в механизме привода. Чем значительнее регулируемая ступень удалена от первой или последней ступени, тем 'на 62
Рис. 2.21. Изменение частоты вращения роторов при изменении расхода топлива в двухвальном ТРДРис. 2.21. Изменение частоты вращения роторов при изменении расхода топлива в двухвальном ТРДчастота вращения обоих компрессоровчастота вращения обоих компрессоров
Рис. 2.21. Изменение частоты вращения роторов при изменении расхода топлива в двухвальном ТРД
Рис. 2.21. Изменение частоты вращения роторов при изменении расхода топлива в двухвальном ТРД
частота вращения обоих компрессоров
частота вращения обоих компрессоров
меньшие углы требуется поворачивать лопатки ее НА для обеспечения 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, каждая из которых имеет самостоятельный привод от своей ступени (группы ступеней) турбины. При этом один высоконапорный компрессор заменяется двумя последовательно расположенными компрессорами — компрессором низкого давления (КПД) и компрессором высокого давления (КВД), каждый из которых имеет независимый привод от собственной турбины. Схема двухвального ТРДФ дана на рис. 2.1.
Для простоты рассуждений предположим, что на расчетном режиме
одинакова. В этом случае при уменьшении приведенных частот вращения, например при уменьшении подачи топлива GT, так же
как при одповальном 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 турбины в широком диапазоне режимов работы двигателя остается неизменным, на частотах вращения, меньших расчетной (соответствующих точ;ке А на рис. 2.21), у КПД частота вращения уменьшается до щ, а у КВД увеличивается до пг- Расход воздуха через двигатель при этом останется почти неизменным, так как влияние на него возрастания частоты вращения КВД будет компенсировано падением частоты вращения КНД. Но относительно более сильное снижение окружных скоростей на первых ступенях приведет к уменьшению углов атаки потока на этих ступенях и
РОвЫсиФ зйпа-с устойчивости ■ КПД. В ступенях КВД офносифель- ное увеличение окружных скоростей приведет к возрастанию углов атаки, что "также благоприятно отразится на его работе.
Таким образом, компрессоры двухвальных ТРД обладают свойством саморегулирования, в результате чего углы атаки у них как на первых, так и на последних ступенях при изменении режима работы двигателя в меньшей степени отклоняются от расчетных, чем у одновальных нерегулируемых компрессоров.
На первых ТРД и ТРДФ для регулирования компрессора широко применялись ленты перепуска воздуха из средних ступеней компрессора в атмосферу. Открытие лент перепуска воздуха на режимах пониженных приведенных оборотов приводит к возрастанию осевых скоростей и к уменьшению углов атаки на первых ступенях, к уменьшению осевых скоростей и увеличению углов атаки на последних ступенях, что уменьшает рассогласование ступеней и повышает запас устойчивости компрессора. Но выпуск из компрессора сжатого воздуха в атмосферу приводит к уменьшению тяги и ухудшению экономичности двигателя на режимах с включенным перепуском, вследствие чего этот способ регулирования неэффективен на основных эксплуатационных режимах работы двигателя.
ОСОБЕННОСТИ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА КАМЕР СГОРАНИЯ И НЕУСТОЙЧИВЫЕ РЕЖИМЫ ИХ РАБОТЫ
Основным требованием, предъявляемым к камерам сгорания, является обеспечение устойчивого процесса горения на всех режимах работы двигателя. Важное значение имеет также требование безотказного запуска (розжига) основных и форсажных камер сгорания в условиях полета, что необходимо для обеспечения 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 количества воздуха, участвующего в процессе горения, к количеству воздуха, теоретически необходимому для полного сгорания топлива.
Основные камеры сгорания работают при очень высоких величинах суммарных коэффициентов избытка воздуха а, достигающих 2,5—3,5, что вытекает из необходимости обеспечения относительно невысокой допустимой температуры газа перед турбиной. При таких значениях а однородная гомогенная смесь не воспламеняется и не горит. С другой стороны, для уменьшения размеров камер сгорания средняя скорость потока воздуха (фоп- ливовоздушной смеси) в них очень велика. Она превышает ско- 64
рость распространения пламени, которое, если не принять специальных мер, будет унесено потоком за пределы камеры.
Поэтому в основе процесса горения топлива в основных камерах ГТД лежат, как известно, два принципа; разделение всего потока воздуха на первичный и вторичный и осуществление стабилизации пламени за счет создания зоны обратных токов.
Конкретные формы реализации этих принципов могут быть различными. На рис. 2.22 показана схема трубчато-кольцевой камеры сгорания с лопаточным завихрителем.
Рис. 2.22. Схема процесса горения в основной камере сгорания:
/ — жаровая труба; 2—кожух; 3 — топливная форсунка; 4— диффузор; 5 — лопаточный завихритель
Первичный поток воздуха Ов поступает через передние ряды отверстий в стенках жаровой трубы непосредственно к месту расположения форсунки, где впрыскивается все топливо и создается богатая горючая смесь (сц~0,7н-0,8). Этим обеспечивается высокая скорость сгорания и широкий диапазон устойчивого горения. Температура газа в зоне горения достигает 2000—2300 К. В пределах этой зоны процесс горения в основном завершается, поэтому ее называют зоной горения.
Вторичный поток воздуха G подводится через задние ряды отверстий и служит для понижения температуры продуктов сгорания до допустимой для лопаток турбины величины вследствие перемешивания продуктов сгорания с относительно более холодным вторичным воздухом. Эта часть камеры получила название зоны смешения.
Нужно отметить, что та часть топлива, которая не успевает 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. Число и расположение отверстий для подвода вторичного воздуха подбираются так, чтобы обеспечить надежное охлаждение жаровой трубы и желаемое поле температур перед турбиной.
Создание зоны обратных токов в камере, выполненной по схеме, показанной на рис. 2.22, достигается тем, что некоторая часть
первичного воздуха поступает в зону горения через завихритель 5, в котором закручивается и образует вращающийся вокруг оси камеры 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 тонов текущие против основного потока горячие газы служат источником тепла, необходимого для испарения 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, непосредственно 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 жаровой 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, состоящим из пусковой форсунки и запальной электрической свечи. Процесс воспламенения поступающего в камеру сгорания топлива при запуске двигателя осуществляется следующим образом. Вначале обеспечивается воспламенение топлива в пусковом блоке и создание пускового факела. От этого факела происходит поджигание основного топлива у той горелки, около которой установлен пусковой блок, и уже после этого распространение (переброска) пламени на остальные горелки. '
Обычно трубчато-кольцевые камеры сгорания состоят из нескольких жаровых труб, а пусковые блоки установлены не на всех трубах. Для обеспечения запуска всей камеры между жаровыми трубами устанавливаются пламеперебрасывающие патрубки. Наилучшие 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 топливовоздушной смеси. Поэтому розжиг камеры при запуске двигателя на больших высотах затрудняется, что является причиной введения ограничений по максимальной высоте надежного запуска. Подпитка пусковых блоков кислородом существенно расширяет пределы воспламеняемости смеси и повышает мощность пускового факела, являясь эффективным средством увеличения максимальной высоты надежного запуска‘двигателя в полете.
Для оценки надежности работы основных камер сгорания важнейшее значение имеют их срывные характеристики. Они уста- 66
Рис. 2.23. Изменение коэффициента избытка воздуха а в зависимости от частоты вращения ротора двигателя па 1 — на установившихся режимах; 2— при умеренном темпе увеличения п\ 3— при недопустимо быстром темпе увеличения п; 4 — при быстром уменьшении пРис. 2.23. Изменение коэффициента избытка воздуха а в зависимости от частоты вращения ротора двигателя па 1 — на установившихся режимах; 2— при умеренном темпе увеличения п\ 3— при недопустимо быстром темпе увеличения п; 4 — при быстром уменьшении п
Рис. 2.23. Изменение коэффициента избытка воздуха а в зависимости от частоты вращения ротора двигателя па 1 — на установившихся режимах; 2— при умеренном темпе увеличения п\ 3— при недопустимо быстром темпе увеличения п; 4 — при быстром уменьшении п
Рис. 2.23. Изменение коэффициента избытка воздуха а в зависимости от частоты вращения ротора двигателя па 1 — на установившихся режимах; 2— при умеренном темпе увеличения п\ 3— при недопустимо быстром темпе увеличения п; 4 — при быстром уменьшении п
навливают границы срыва пламени в камере сгорания в зависимости от основных параметров, влияющих на ее работу. К числу этих параметров относятся коэффициент избытка воздуха, а также 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 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 увеличении подачи топлива на режимах разгона ротора он уменьшается, а при снижении подачи топлива на режимах сброса оборотов резко увеличивается. Значительное обогащение или обеднение смеси приводит к нарушению ■ правильности рабочего процесса камеры сгорания, что вызывает вначале ухудшение полноты сгорания топлива, а затем при некоторых предельных
значениях атщ и атах прекращение горения — происходит срыв пламени. Рассмотрим причины этого явления.
При значительном снижении а происходит переобогащение зоны горения топливом, в результате которого из-за недостатка кислорода топливо сгорает в ней не полностью. При чрезмерном переобогащении зоны горения наступает резкое снижение температуры газов в зоне обратных токов, результатом которого является прекращение горения (срыв пламени). Величину am!n, при которой наступает так. называемый «богатый» срыв пламени, называют гр ант це й «богатого» срыва.
При увеличении а зона горения обедняется и содержит вполне достаточное количество кислорода для обеспечения полного сгорания. Но скорость горения при этом падает, в результате чего часть горючей, смеси не успевает сгореть полностью. При слишком большом обеднении смеси температура зоны обратных токов падает настолько, что ее поджигающая способность становится недостаточной и наступает «бедный» срыв пламени. Величину атах, при которой наступает «бедный» срыв пламени, называют границей «бедного» срыва.
Снижение давления на входе в камеру сгорания приводит к уменьшению степени турбулентности потока и вследствие этого к
Рис. 2.24. Изменение amax и атш по высоте полетаРис. 2.24. Изменение amax и атш по высоте полета
Рис. 2.24. Изменение amax и атш по высоте полета
Рис. 2.24. Изменение amax и атш по высоте полета
замедлению процессов передачи тепла, смешения топлива с вбзду
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 уменьшения атах и некоторого увеличения «mln-
Кроме того, при уменьшении давления и соответственно плотности воздуха на входе в камеру сгорания уменьшается расход воздуха и пропорционально ему падает расход топлива. Это требует снижения перепада давлений на форсунках, что ведет к ухудшению качества распыла топлива.
В условиях эксплуатации силовых установок влияние указанных факторов на границы срыва вызывает снижение диапазона устойчивой работы основных камер сгорания при полете на больших высотах. На рис. 2.24 показана качественная зависимость измене
ния границ «бедного» и «богатого» срыва от высоты полета. На малых высотах, как видно, величина «шах — бОч-бО, т. е. допустимые коэффициенты а столь велики, что недостижимы в условиях нормальной работы топливорегулирующей аппаратуры. Согласно этому amin~ 1,2ч-1,5, что
соответствует недопустимо высоким температурам газа перед турбиной. Но при увеличении высоты полета значения «шах 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 таким расчетом, чтобы соответствующие ему значения а в любых
условиях полета не превышали атах-
Поддержание давления топлива перед форсунками на режимах малого газа на уровне не ниже минимально допустимого в некотором диапазоне высот приводит к увеличению частоты вращения малого газа пм.г с высотой.
В эксплуатации отмечаются случаи срыва пламени в основных камерах сгорания и самовыключения двигателя при планирова-
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 вращения до значений, меньших пм.г. Затем регулятор подачи топлива интенсивно восстанавливает частоту вращения до пмг. На больших высотах из-за плохого качества распыла топлива и низких значений температуры и давления воздуха на входе в камеру сгорания такое кратковременное обеднение и последующее интенсивное обогащение смеси приводит к срыву пламени и выключению 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 коэффициента избытка воздуха для них (он определяется по суммарному расходу топлива в основной и форсажной камерах и обозначается аЕ) обычно составляют 1,1 —1,8, т. е. находятся в пределах надежного воспламенения и устойчивого горения керосино-воздушных смесей. В связи с этим форсажные камеры 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 (несколько десятков) форсунок как центробежных, так и струйных, объединенных несколькими топливными коллекторами. Стабилизация пламени обеспечивается сравнительно небольшими зонами обратных токов, создаваемыми за кольцевыми стабилизаторами 3 (рис. 2.25). Форсунки располагают при этом так, что часть впрыскиваемого топлива попадает непосредственно на поверхность стабилизаторов и образует на ней жидкую пленку,' которая затем стекает с задних кромок стабилизаторов. Благодаря этому в следе за стабилизаторами создается зона богатой смеси, наличие которой повышает устойчивость горения.
Розжиг форсажной камеры осуществляется с помощью специального пускового воспламенителя 4, питаемого воздухом от компрессора и снабженного электрической свечой. Факел пламени, создаваемый этим воспламенителем, поджигает смесь, находящуюся в зоне обратных токов у внешнего стабилизатора, откуда пламя перебрасывается по радиальным желобам на все стабилизаторы. На ряде двигателей пусковые воспламенители устанавливаются у обреза центрального обтекателя диска турбины.
Для защиты стенок форсажной камеры от прогара за стабилизаторами устанавливается теплозащитный и антивибрационный экран 5, омываемый снаружи сравнительно холодным потоком газа, выходящего из турбины в периферийной ее части. Для охлаждения кожуха 6 форсажной камеры последняя' снаружи обдувается в полете воздухом, подаваемым под капот двигателя.
Рис. 2.25. Схема возникновения вибрационного горения:
/. 2— положения фронта пламени; 3 — кольцевые стабилизаторы; 4 — пусковой воспламенитель; ^ — аитивибрациои- ' ный экран; 6 — кожух форсажной камеры
Одной из серьезных трудностей, которую приходится преодолевать при создании форсажных камер, является возникновение особой нёустойчивости в их работе, называемой вибрационным горением. Вибрационное горение проявляется в виде высокочастотных колебаний давления, сопровождаемых часто резким звуком высокого тона. Возникшие колебания вызывают вибрации элементов конструкции камеры, а также ведут к повышению температуры ее деталей. Суммарное воздействие этих факторов может быть причиной разрушения камеры.
Вибрационное горение обычно возникает на таких режимах работы, при которых коэффициент избытка воздуха в камере становится ниже 1,1—1,2, а давление в камере велико. Как установлено, вибрационное горение является автоколебательным процессом, протекающим в газе, находящемся в 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 вершиной 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 / в положение 2). Но увеличение поверхности фронта пламени приведет к увеличению количества смеси, сгорающей в единицу времени, т. е. к увеличению,интенсивности газообразования. А это при неизменной площади критического сечення сопла приведет к повышению давления перед соплом и к возникновению волны давления, распространяющейся от сопла, к турбине. При прохождении мимо места расположения стабилизаторов эта волна вызовет уменьшение местной скорости потока и, следовательно, уменьшение поверхности фронта пламени и тепловыделения.
Изменение тепловыделения и давления в потоке газа происходит с запаздыванием по времени относительно изменения скорости потока. В том случае, когда волна давления, идущая от сопла, приходит к месту расположения стабилизатора с таким запаздыванием, при котором увеличение скорости потока успело смениться ее уменьшением, возникает резонанс, ведущий к раскачке колебаний до недопустимых пределов.
подвод энергииподвод энергииВибрационное горениеВибрационное горение„бога тый срыв„бога тый срывБедный" срывБедный" срывРис. 2.26. Срывная характеристика форсажной камерыРис. 2.26. Срывная характеристика форсажной камерыПри малых подводах энергии во фронте пламени возникающие колебания давления затухают и не оказывают заметного влияния на процесс горения. Но при малых az и высоком давлении в"
подвод энергии
подвод энергии
Вибрационное горение
Вибрационное горение
„бога тый срыв
„бога тый срыв
Бедный" срыв
Бедный" срыв
Рис. 2.26. Срывная характеристика форсажной камеры
Рис. 2.26. Срывная характеристика форсажной камеры
Нормальное горениеНормальное горениево фронте пламени при резонансных колебаниях усиливается и при определенных условиях -становится больше, чем ее рассеивание. В этом случае амплитуда колебаний резко увеличивается до опасных значений, т. е. возникает вибрационное горение.
Нормальное горение
Нормальное горение
P^minP^minНаиболее опасными с точки зрения вибрационного горения являются режимы полета у земли с максимальной скоростью, когда давление в форсажной камере достигает наиболее высоких значений. Основным способом предотвращения вибрационного горения в форсаж
P^min
P^min
ных камерах является установка антивибрационного экрана 5 с перфорированными стенками в районе, где фронт пламени приближается к стенкам камеры. Такой экран помимо акустического демпфирования осуществляет гашение колебаний вследствие поглощения энергии колебательного движения потока при его перетекании через отверстия.
Срывные характеристики форсажных камер сгорания качественно аналогичны срывным характеристикам основных камер сгорания. Главными факторами, влияющими на срыв пламени в форсажных камерах, являются коэффициент избытка воздуха az и давление на входе в форсажную камеру р* . При уменьшении az в форсажной камере появляются зоны, переобогащенные топливом, что приводит к неполному сгоранию топлива и снижению температуры в зонах обратных токов. При «£ <1,1-г-1,2 вслед за появлением вибрационного горения может наступить «богатый» срыв. При увеличении az происходит уменьшение скорости распространения 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 стороны, 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-
шению качества его распыла. Именно по этой причине при снижении давления р*А сокращается диапазон устойчивых режимов работы форсажных камер. На рис. 2.26 приведена срывная характеристика форсажной камеры, представляющая собой зависимость диапазона устойчивой работы камеры по as от давления р* за турбиной. Как видно, при понижении р\ диапазон устойчивой работы камеры сужается (в основном за счет смещения границы «бедного» срыва), а при давлении, меньшем Р^ > устойчивая ее работа уже не обеспечивается при любом а£. Следоватэльно, в условиях полета на больших высотах устойчивая работа форсажной камеры может быть обеспечена лишь в узком диапазоне режимов 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 ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕОГРАНИЧЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ
ОСОБЕННОСТИ РЕГУЛИРОВАНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙИ КОНТРОЛЯ ЗА ИХ РАБОТОЙ
Основными режимами работы ТРД, задаваемыми положением РУД, являются: земной малый газ, полетный малый газ, крейсерский режим, номинальный режим и максимальный режим. У ТРДФ помимо указанных установлены еще режимы минимального форсажа, частичного форсажа и полного форсажа.
Режимы работы двигателя устанавливаются в соответствии с требуемыми режимами полета. При этом для правильного расходования ресурса двигателя обычно нормируется суммарная наработка двигателя в полете на максимальном и всех форсажных режимах. 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. Например, 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 использования режимов полного форсажа и максимала либо во всех условиях 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, существенно зависят от принятого закона его регулирования.
Применяемые на двигателях системы управления и регулирования выполняют следующие задачи:
установление требуемого режима работы двигателя для обеспечения заданного режима полета;
автоматическое поддержание в условиях полета установленного 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) режимах. Эти требования обеспечиваются выбором соответствующих программ регулирования и установлением с помощью последних наивыгоднейших для каждого заданного режима значений параметров процесса.
Тяга и экономичность ТРДФ при заданных условиях полета определяются заданием трех основных параметров процесса: степени повышения давления компрессора тс*, температуры перед турбиной Т* и температуры в форсажной камере Т^. Следует заметить, что у газотурбинных двигателей величина тс*, как правило, определяется частотой'вращения ротора двигателя п, которую более 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 ограничения механических нагрузок. Температуры газа 7^ и Г* определяют тепловые нагрузки .на элементы двигателя. Именно по совокупности указанных свойств параметры п, Т^ и Т^ принято называть основными регулируемыми параметрами ТРДФ. Основными регулируемыми параметрами ТРД являются п и Т*. .
Заметим, что помимо основных регулируемых параметров, определяющих процесс двигателя, у современных ТРД и ТРДФ имеется 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, улучшить его тяговые и экономические показатели и т. п., но они не являются основным средством воздействия на рабочий процесс двигателя.
Закон изменения основных регулируемых параметров в зависимости от внешних возмущающих воздействий и положения РУД, осуществляемый системой регулирования двигателя, принято называть программой регулирования. К вйешним возмущающим воздействиям относят скорость полета, высоту полета и атмосферные условия.
Прежде чем перейти к рассмотрению, возможных программ регулирования 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 средства .воздействия на регулируемые параметры называются регулирующими факторами. Основными регулирующими факторами 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 регулируемых параметров. Чаще всего на современных ТРДФ применяется система воздействия расходом основного топлива GT на п, площадью FKp на Т^ и расходом форсажного топлива GT. ф на Т^.
Рассмотрим программы регулирования одновальных ТРД и ТРДФ, применяемых на режимах «Максимал» и «Полный форсаж». На этих режимах обеспечивается максимальная тяга двигателя, и они широко используются при взлете, наборе высоты, разгоне и совершении маневров. Получение максимальной тяги двигателя на этих режимах обеспечивается при максимальной частоте вращения ротора, максимальной температуре газа перед турбиной и в случае включенного форсажа при наибольшей температуре Т^. Поэтому для получения максимально возможной тяги при различных скоростях и высотах полета и при неизменном положении РУД теоретически у ТРДФ необходимо поддерживать постоянными (максимальными) частоту вращения, температуру газа перед турбиной и температуру форсажа, т. е. осуществлять программу регулирования'
п =— const; Т*=Т* = const; Т'=Т*= const. (3.1)
• maxd dmaxФ Фтах'
Для осуществления указанной программы регулирования используются 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 регулирования встречает значительные трудности, так как требует непосредственного измерения и регулирования кроме частоты вращения ротора также температур Т* и Т^. Этому препятствуют сложность создания надежно работающих малоинерционных датчиков высоких температур и значительная неравномерность полей температур.
Более простой в реализации и незначительно отличающейся от указанной является программа регулирования
От.
л = const; П = const;—iF = const.(3.2)
Pi
В этом случае с помощью ряда термопар, установленных за турбиной, измеряется и поддерживается неизменной (максимально допустимой) осредненная величина температуры газа за турбиной 7'*, которая на 250—300° ниже температуры Т*. При этом, как показывает практика, температура газа перед турбиной при условии 7^= const оказывается практически неизменной. Регулирование же расхода форсажного топлива GT. ф, пропорционального давлению р'г за компрессором, обеспечивает практическое постоянство температуры газа в форсажной камере.
На бесфорсажных режимах поддержание в условиях полета наибольшей тяги обеспечивается применением программы регулирования
п = const; 7^ = const(3.3)
или более простой в реализации программы
п = const; 7^ = const.(3.4)
Для осуществления любой из этих программ используются два регулирующих фактора: GT и Екр.
Широко использовалась также более простая программа регулирования, при которой регулирование подачи топлива осуществляется только поддержанием максимальной частоты вращения ротора, 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 зависит от особенностей протекания характеристик компрессора и условий его регулирования. В ряде случаев это изменение температуры Т'з получается небольшим и может быть допущено в условиях 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 регулирования (3.5), для режимов форсажа широко применяется упрощенная программа регулирования_
п = const; it* = const (FKp.$= const),(3.6)
где icT = —5—степень расширения газа в турбине.
Обычно условие it* =const при п=const обеспечивает неизменность 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 7^ (с точностью 3—5%).
Программы регулирования, рассмотренные для ТРД применительно к максимальному режиму, а для ТРДФ применительно к режиму полного форсажа, используются и на других режимах работы 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 необходимостью учета реальных характеристик элементов двигателя, требованиями его форсирования по тяге в определенных диапазонах чисел М полета (для улучшения летных свойств самолета), учетом ограничений по прочности, условиями охлаждения элементов конструкции и др. Например, для увеличения тяги двигателя на больших скоростях полета может быть предусмотрено скачкообразное увеличение частоты вращения его ротора при числах М, больших определенного значения. Это явление, называемое раскруткой ротора, может произойти при одновременном повышении температуры Г* (например, при /7Kp=const) или при неизменной величине Т* (за счет увеличения площади FKP и к* в момент раскрутки ротора).
Примером программы регулирования, учитывающей снижение эффективности системы охлаждения турбины с ростом числа М полета, может служить программа n = const; Т^ = ^Т^у где с ростом ?7 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 7^ увеличивается температура воздуха за компрессором 7^, используемого для охлаждения лопаток турбины.
У двухвальных двигателей может быть применено большее разнообразие программ регулирования, что объясняется различием частот вращения роторов низкого давления пх и высокого давления п2.
При отсутствии всережимного регулирования площади FKP могут рассматриваться три варианта программ регулирования двухвального ТРД:
(3-7)(3-7)Т^ = const (FKp = const) (А); п2 = const (FKp = const) (Д); nx = const (FKp = const) (Д).
(3-7)
(3-7)
В каждой из этих программ из трех регулируемых параметров Т*, пх и п2 только один поддерживается на уровне его максимально допустимого значения, а два других изменяются. Их изменение определяется только величиной температуры Т* на входе в двигатель. Характер этого изменения получается таким, как показано на рис. 3.1, где дано изменение в процентах пх, п2 и Т*.
Рис. 3.1. Относительное изменение регулируемых параме* тров двухвального двигателя при трех программах регули* рования
При программе регулирования А с увеличением температуры Т* частота вращения м2 КВД увеличивается, а пх КНД уменьшается (рис. 3.1,а). Объясняется это тем, что с увеличением Г* снижается л* компрессора, что приводит, как указывалось ранее, к определенному рассогласованию работы его первых и последних ступеней. На первых ступенях наблюдается увеличение углов атаки потока, а следовательно, и потребной работы на привод КНД при Hi = const. На последних ступенях углы атаки уменьшаются и снижается работа, требуемая для привода КВД с n2 = const. Именно в результате этого пх уменьшается, а п2 увеличивается, что приводит к увеличению скольжения роторов S = = n2/ni при возрастании температуры %.
Если требуется обеспечить n2 = const при увеличении температуры Г*, то, очевидно, нужно несколько снижать с ростом Т* температуру 7* и соответственно Т^ Поэтому при программе регулирования Б снижается температура Т* и в еще большей степени, чем при программе регулирования А, уменьшается частота вращения пх КНД, как это видно из рис. 3.1,6.
При программе регулирования В для выполнения условия ni=const требуется при возрастании температуры Т* увеличивать температуру газа перед турбиной, при этом повышается частота вращения ротора КВД п2 и увеличивается Т^ (рис. 3.1, в).
Программа регулирования А позволяет наиболее полно использовать температурные возможности двигателя (по температуре 7^) и дает относительно небольшие отклонения пх и п2 от 100% (на рис. 3.1 за 100% приняты их значения при Т* =288 К).
Для сверхзвуковых самолетов более целесообразной может оказаться 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 разгона самолета. Но программа регулирования В применима только до тех пор, пока п2 и % не достигнут максимально допустимых значений. Начиная с этого момента возникает необходимость ограничения величин указанных параметров путем перехода на программу регулирования Б или А.
При наличии всережимного регулирования площади БКр могут быть применены программы регулирования, обеспечивающие задание двух регулируемых параметров турбокомпрессора. Например, взамен программы регулирования В может быть применена программа
пх — const; 7д = const (Г). (3.7')
Такая программа обеспечивает использование предельных возможностей двигателя по температуре на всех режимах полета.
При программе регулирования Г с увеличением температуры Г* для предотвращения увеличения 7'* (и соответственно 7с] необходимо увеличить площадь FKp. Частота вращения п2 ротдра вы-
Рис. 3.2. Относительное изменение характерных параметров двухвального двигателя при комбинированной программе регулирования
сокого давления в этом случае повышается с ростом 7^, но в меньшей степени, чем при программе регулирования В.
На практике двухвальные двигатели, как правило, имеют комбинированные программы регулирования. Пример такой программы показан на рис. 3.2. Здесь при температуре 7'* <288 К регулятор Т* отключается и осуществляется программа регулирования Hi = const (77кр=const). В диапазоне температур Ьт 288 до 330 К используется программа ni = const; 7^=const. При Т,= = 330 К осуществляется холодная раскрутка роторов (на 3% по nty При 7*>400 К уже требуется осуществлять снижение тем- §0
пературы Т* при увеличении Т* по заданному закону, что приводит к менее интенсивному увеличению п2 с ростом Т^. При Т* =470 К достигает максимально допустимого значения п2 и далее осуществляется программа регулирования п2 = const; Т* =
На режимах форсажа дополнительным условием регулирования двухвальных ТРДФ может быть—пг = const или к* = const, и в этом отношении они не имеют отличий от одновальных двигателей.
Основной задачей регулирования в целях достижения наивыгоднейшей экономичности является обеспечение наименьших удельных 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 регулирования. У ТРДФ первоначальное снижение тяги обычно достигается постепенным снижением степени форсирования вплоть до выключения форсажа. При этом значительно снижаются как тяга двигателя, так и удельный расход топлива. Дальнейшее уменьшение тяги может осуществляться уменьшением частоты вращения ротора двигателя при неизменной площади сопла или снижением температуры Г* при постоянной частоте вращения за счет увеличения площади FKp, либо одновременным изменением как частоты вращения, так и площади FKp. Наиболее выгодной является такая программа регулирования двигателя на дроссельных режимах, при которой обеспечивается наилучшая экономичность силовой установки.
Реализация той или иной выбранной программы регулирования осуществляется системой автоматического регулирования двигателя (САР), которая также должна обеспечивать хорошие динамические характеристики двигателя и все предусмотренные ограничения.
Частота вращения роторов двигателя и температура газа за турбиной на современных силовых установках явлйются основными параметрами, контролируемыми летчиком. Заметим, что даже кратковременное превышение их допустимых значений связано с очень опасными последствиями. К числу таких последствий относятся перегрев и разрушение лопаток турбины, обрыв лопаток компрессора, разрушение подшипников. Кратковременное отклонение от указанных параметров допускается при запуске двигателя, приемистости, а также при включении и выключении форсажа, но оно строго лимитируется по величине и длительности. Контроль частоты вращения, температуры Т^ и скольжения
роторов двухвальных двигателей важен еще и по той причине, что отклонение от нормы, как правило, свидетельствует о неисправности двигателя.
ХАРАКТЕРИСТИКИ ТРД И ТРДФ
Характеристиками авиационных силовых установок называются зависимости тяги и удельного расхода топлива от числа М полета, высоты полета и режима работы двигателя, задаваемого
Рис. 3.3. Скоростные характеристики ТРДФ для режимов «Максимал» (сплошные линии) и «Полный форсаж» (штриховые линии)Рис. 3.3. Скоростные характеристики ТРДФ для режимов «Максимал» (сплошные линии) и «Полный форсаж» (штриховые линии)положением РУД. В соответствии с этим различают три основных вида характеристик: скоростные, высотные и дроссельные.
Рис. 3.3. Скоростные характеристики ТРДФ для режимов «Максимал» (сплошные линии) и «Полный форсаж» (штриховые линии)
Рис. 3.3. Скоростные характеристики ТРДФ для режимов «Максимал» (сплошные линии) и «Полный форсаж» (штриховые линии)
Скоростными характеристиками двигателя называются зависимости его тяги и удельного расхода топлива от числа М полета (скорости полета) на заданном режиме работы при неизменной высоте и принятой для двигателя программе регулирования.
Вид скоростных характеристик ТРДФ на режимах «Максимал» (сплошные линии) й «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 вначале несколько снижается (до М = 0,34-0,5), затем начинает возрастать, достигает наибольших
величин при сверхзвуковых скоростях полета (М«2,0), после чего интенсивно уменьшается. Удельный расход топлива с увеличением скорости полета на заданной высоте непрерывно возрастает и стремится к бесконечности на числах М полета, при которых тяга обращается в нуль. Такой характер зависимостей тяги и удельного расхода топлива от числа М полета объясняется следующим.
С увеличением числа М полета увеличивается степень повышения давления во входном устройстве. Хотя степень повышения давления 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 р^ перед турбиной. Но в этом случае возрастает и давление р^ за турби*
ной, так как степень расширения в турбине т:* обычно изменяется незначительно. Из-за повышения давления за турбиной увеличиваются степень расширения газа в сопле и скорость истечения из сопла с5. Однако скорость истечения с5 увеличивается медленнее, чем скорость полета, благодаря чему удельная тяга Руд=^-(с5 — И) с увеличением числа М полета уменьшается.
Расход воздуха с увеличением скорости полета, напротив, все время возрастает, что объясняется повышением плотности воздуха в газовоздушном тракте двигателя. Вначале с увеличением скорости полета расход воздуха возрастает медленно, а затем все более интенсивно, что примерно соответствует закону изменения скоростного 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 увеличении расхода воздуха) увеличивается. Падение тяги двигателя при дальнейшем увеличении числа М полета (М>2-ъ2,5) 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 увеличивается, так как уменьшается удельная тяга двигателя. Но это не значит, что экономичность двигателя ухудшается. Если проследить, 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 увеличении числа М полета.
Рассмотрим теперь скоростные характеристики того же двигателя на режиме «Полный форсаж» (штриховые линии). Как видно, при включении форсажа возрастает тяга, но и увеличивается удельный расход топлива (ухудшается экономичность). Это объясняется тем, что в форсажной камере, расположенной за турбиной, давление ниже, чем в основных камерах, поэтому и тепло в ней используется хуже. Но с увеличением числа М полета давление в форсажной камере- повышается, что способствует лучшему использованию 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, форсированный двигатель обеспечивает дальнейший рост тяги, а его удельный расход топлива может стать даже меньше удельного расхода нефорсированного двигателя.
Если на двигателе применена раскрутка ротора при определенном значении числа М полета, это вызывает ступенчатое повышение тяги и удельного расхода топлива. Иногда на ТРДФ предусматривается также ступенчатое увеличение подачи форсажного
. Gt ф
топлива. Дело в том, что при законе подачи —^ == const по мере
роста числа М полета происходит некоторое обеднение смеси в форсажной камере и уменьшение температуры Гф. Ступенчатое увеличение подачи топлива восстанавливает требуемые значения Гф и “s’ что также приводит к ступенчатому изменению тяги и удельного расхода топлива. На рис.. 3.3 ступеньки на характеристиках при М = 1,5 вызваны раскруткой ротора, а при М=1,9— ступенчатым увеличением GT. ф.
Рис. 3.4. Высотные характеристики двигателя, построенные в относительных величинах
Высотными характеристиками ТРД называются зависимости тяги и удельного расхода топлива от высоты полета при неизменном числе М полета и заданной программе регулирования двигателя. Примерный характер изменения тяги и удельного расхода топлива по высоте полета на режиме «Максимал» показан на рис. 3.4. Как видно, тяга с увеличением высоты полета значительно падает, особенно на высотах более 11 км, а удельный расход топлива снижается не очень значительно (на 10—12%) и только до высоты 11 км. Относительные высотные характеристики для других режимов двигателя мало отличаются от рассмотренных. Для объяснения такого поведения высотных характеристик выясним, как меняются удельная тяга и расход воздуха с увеличением высоты полета.
С увеличением высоты Д дф 11 км увеличивается степень повышения давления воздуха в компрессоре, так как уменьшается температура окружающего воздуха Тн и возрастает ппр. Но из-за того, что температура газа перед турбиной не меняется, степень подогрева воздуха увеличивается. Одновременное увеличение степени повышения давления и степени подогрева воздуха приводит к увеличению удельной тяги. Но возрастание степени повышения давления воздуха способствует улучшению использования тепла, поэтому удельный расход топлива снижается. На высотах более 11 км тем- 84
пература окружающего воздуха постоянна, а значит, степень по
вышения давления и степень подогрева также остаются неизменными. Из этого следует, что Руд и Суд не изменяются.
Расход воздуха с высотой очень быстро снижается. Это объясняется значительным уменьшением плотности воздуха. Однако до высоты 11 км он уменьшается медленнее, чем плотность окружающей атмосферы, так как возрастает степень повышения давления компрессора. На высотах больше 11 км степень повышения давления постоянна и расход воздуха уменьшается более интенсивно — прямо пропорционально уменьшению плотности окружающей атмосферы.
Таким образом, хотя удельная тяга с подъемом на высоту увеличивается, в итоге вследствие быстрого снижения расхода воздуха тяга с высотой уменьшается, причем до 11 км она падает медлен
нее, а начиная С 11 КМ Рис. 3.5. Высотно-скоростные характеристики быстрее. Для высот 11—двигателя в относительных величинах
25 км можно принимать
тягу ТРД пропорциональной плотности окружающей атмосферы. На очень больших высотах процесс сгорания топлива ухудшается (снижается полнота сгорания), в результате чего может увеличиться удельный расход топлива.
Для удобства скоростные и высотные характеристики обычно совмещают, т. е. на одном графике строят скоростные характеристики для нескольких высот полета. Такие совмещенные характеристики для режима полного форсажа показаны на рис. 3.5.
Дроссельными характеристиками ТРД называют зависимости тяги и удельного расхода топлива от режима работы двигателя, задаваемого положением РУД, при неизменных М и Н и принятом законе регулирования. Они могут быть построены либо по частоте вращения ротора, либо, как сейчас чащепринято,
в виде зависимости удельного расхода топлива от тяги двигателя. Такие характеристики показаны на рис. 3.6. Отдельными точками
отмечены основные режимы работы двигателя: «Полный форсаж»— п. ф., «Минимальный форсаж» — м. ф., «Максимал» — м., «Номинал» — н., крейсерский режим — к. р., «Малый газ» — м. г. Здесь же указана частота вращения ротора в процентах от максимальной, причем крейсерский режим соответствует 90%, а «Номинал»— 95% nmax.
Рис. 3.6. Дроссельные характеристи ки ТРДФ
Как видно, форсажным режимам свойственны очень высокие удельные расходы топлива. Если учесть, что на этих режимах абсолютные значения тяги также очень большие, становится ясным, что часовые и километровые расходы топлива оказываются значительными (они на полном форсаже в 3—4 раза больше, чем на крейсерском режиме). Это требует от летчика внимательного отношения к использованию форсажных режимов, гак как на этих режимах в короткое время может быть израсходован весь запас топлива.
При переходе на режимы частичного форсажа удельный расход топлива очень сильно снижается. Это объясняется уменьшением относительной доли топлива, подаваемого в форсажную камеру, где использование тепла существенно хуже, чем в основной камере сгорания. При переходе с режима «Минимальный форсаж» на режим «Максимал» тяга и удельный расход топлива обычно падают скачком, а не непрерывно. Это объясняется трудностью обеспечения устойчивого процесса горения в форсажной камере при очень малой подаче форсажного топлива.
Большой скачок в тяге при включении форсажа затрудняет пилотирование самолета. Например, в этом случае не’ обеспечивается установившийся полет (с Vnp= const) в определенном (обычно трансзвуковом) диапазоне скоростей.
При переводе РУД двигателя ниже режима «Максимал» удель-
ный расход топлива продолжает уменьшаться и достигает наименьшей величины в пределах крейсерского режима, где обеспечивается высокий к. п. д. компрессора, а температура 7^ значительно меньше, чем 7?* , что более выгодно с точки зрения использования тепла. Дальнейшее снижение режима от крейсерского до малого газа сопровождается интенсивным снижением тяги и значительным ростом Суд, что связано с уменьшением л* й, следовательно, с ухудшением эффективности использования тепла в двигателе.
Современные ТРДФ имеют систему охлаждения сопловых и рабочих лопаток турбины воздухом, отбираемым от компрессора. Этим обеспечивается надежная работа турбины при высоких температурах газа Т*. Но на режимах ниже максимального температура Т* уже в значительной степени снижается и надобность в охлаждении конструктивных элементов турбины отпадает. Охлаждающий воздух, отбираемый из-за компрессора и выпускаемый через каналы системы охлаждения за турбину, теряет работоспособность, что снижает экономичность и тягу двигателя. Поэтому на этих режимах выгодно отключать систему охлаждения турбины. Перекрытие подачи охлаждающего воздуха приводит к снижению удельного расхода топлива (на рис. 3.6 не показано), поэтому полет на крейсерских режимах работы двигателя целесообразнее выполнять ^выключенным охлаждением. Летчик должен следить за выключением охлаждения турбины по имеющейся сигнализации.
В процессе эксплуатации силовых установок необходимо учитывать влияние на тягу и экономичность двигателя температуры окружающего воздуха. При снижении температуры Тн всегда наблюдается увеличение тяги и небольшое снижение удельного расхода топлива. Возрастание тяги объясняется увеличением расхода воздуха через двигатель, а также повышением удельной тяги из-за роста степени повышения давления компрессора (при n = const) и степени подогрева воздуха (при 7'* = const). Возрастание л* и вызванное этим увеличение Руд является причиной снижения Суд. Поскольку при увеличении температуры наружного воздуха уменьшается тяга двигателя, в жаркую погоду увеличивается длина разбега самолета при взлете, возрастает время разгона и может уменьшаться потолок самолета. Заметим, что степень влияния температуры на данные силовой установки зависит от типа двигателя и принятой программы его регулирования.
ПЕРЕХОДНЫЕ РЕЖИМЫ РАБОТЫ ТРД И ТРДФ
В условиях летной эксплуатации силовых установок большое значение имеют неустановившиеся (переходные) режимы работы двигателя, при которых параметры двигателя сравнительно быстро изменяются по времени. К этим режимам относятся приемистость двигателя, под которой понимают процесс перехода с режима по-
ниженной на режим повышенной тяги при резком увеличении расхода топлива путем быстрого перемещения РУД, уборка газа, т. е. резкое уменьшение- тяги двигателя при его дросселировании уборкой РУД, включение и выключение форсажа, быстрые изменения режима двигателя вследствие срабатывания систем предупрежден ния или прекращения помпажа при пуске ракет и др.
Рис. 3.7. Изменение температуры газа перед турбиной и расхода топлива на установившихся (кривые У) и переходных (кривые 2) режимахРис. 3.7. Изменение температуры газа перед турбиной и расхода топлива на установившихся (кривые У) и переходных (кривые 2) режимахРис. 3.8. Расположение рабочих линий на характеристике компрессора одновального двигателя:/ ~ на установившихся режимах;2 и 3 — при умеренном и недопустимо быстром увеличении частоты вращения; 4 — при сбросе газаРис. 3.8. Расположение рабочих линий на характеристике компрессора одновального двигателя:/ ~ на установившихся режимах;2 и 3 — при умеренном и недопустимо быстром увеличении частоты вращения; 4 — при сбросе газа
Рис. 3.7. Изменение температуры газа перед турбиной и расхода топлива на установившихся (кривые У) и переходных (кривые 2) режимах
Рис. 3.7. Изменение температуры газа перед турбиной и расхода топлива на установившихся (кривые У) и переходных (кривые 2) режимах
Рис. 3.8. Расположение рабочих линий на характеристике компрессора одновального двигателя:
/ ~ на установившихся режимах;
2 и 3 — при умеренном и недопустимо быстром увеличении частоты вращения; 4 — при сбросе газа
Рис. 3.8. Расположение рабочих линий на характеристике компрессора одновального двигателя:
/ ~ на установившихся режимах;
2 и 3 — при умеренном и недопустимо быстром увеличении частоты вращения; 4 — при сбросе газа
Ускорение вращения ротора на режимах приемистости достигается подачей в камеру сгорания двигателя большего количества топлива, чем на установившихся режимах. Это приводит к повышению температуры газа перед турбиной и к возрастанию избыточной мощности турбины. Избытки топлива в этом случае регулируются топливоподающей аппаратурой с учетом целого ряда ограничений. Основными из них являются следующие. ,
Ограничение по условиям прочности турбины. На установившихся режимах максимально допустимое значение температуры газа перед турбиной (7"зтах) достигается при максимальной частоте вращения ротора. При процессе приемистости, учитывая его кратковременность и пониженные напряжения в лопатках при «<«тах, можно допустить заброс температуры Т* более Т* , но не более чем на 50—70° С. Типичное изменение температуры газа перед турбиной и расхода топлива по частоте вращения ротора на установившихся режимах представлено кривыми 1 на рис. 3.7. Как видно, температура Т* перед турбиной здесь значительно меньше, чем 7'зтах> и, следовательно, имеется возможность существенного ее увеличения. Если нет других ограничений, подача топлива на режимах приемистости при повышении темпера- 88 -
туры газа до T’J может быть увеличена в 1,5—2,5 раза (кривые 2 на рис. 3.7) по сравнению с GT на установившихся режимах.
Ограничение по устойчивости компрессора. Увеличение температуры газа перед турбиной в процессе приемистости вследствие эффекта теплового дросселирования (снижения пропускной способности турбины из-за уменьшения плотности газа) ведет к уменьшению запаса устойчивости компрессора. Поэтому, если установившимся режимам работы двигателя на характеристике компрессора (рис. 3.8) соответствует рабочая кривая 1, изменение параметров компрессора в процессе приемистости описывается уже кривой 2. При чрезмерном увеличении подачи топлива в процессе приемистости нарушается устойчивая работа компрессора (кривая 3). Для гарантирования устойчивой работы компрессора при приемистости подача топлива должна регулироваться так, чтобы запас устойчивости компрессора был не ниже некоторой заранее назначенной величины (обычно А^у^ не менее 5—7%).
Ограничение по устойчивости процесса горения. Увеличение подачи топлива в процессе приемистости сопровождается уменьшением коэффициента избытка воздуха а. На рис. 2.23 было показано взаимное расположение границ области устойчивого горения («max, «min) и рабочей кривой для установившихся режимов (кривая /). Как видно, в процессе приемистости (кривая 2) режимы работы камеры сгорания приближаются к границе «богатого» срыва и при чрезмерных избытках топлива возможно погасание камеры (кривая 3). Практически обычно ограничение по устойчивости горения в процессе приемистости наступает в условиях полета с минимальными скоростями на больших высотах. На малых и средних высотах раньше наступает ограничение по устойчивости компрессора или по прочности турбины.
Если при каждом значении частоты вращения ротора, двигателя подача топлива поддерживается на максимальном уровне, допускаемом указанными ограничениями, ускорение ротора является, очевидно, максимальным, а время переходного режима минимальным. Такая приемистость является оптимальной.
Летчик обеспечивает приемистость двигателя перемещением РУД, но темп подачи топлива при этом регулируется с помощью системы автоматического регулирования (САР) из условия получения оптимальной приемистости. Тем не менее на некоторых режимах полета предусматриваются дополнительные ограничения по темпу перемещения РУД или вообще запрещается пользоваться приемистостью (§ 3.4).
Время от. начала передвижения РУД двигателя до достижения двигателем заданного режима повышенной тяги называется временем приемистости. Его обычно контролируют по ТУ в процессе перехода от режима «Малый газ» до режима «Максимал» (м. г.-э-м.), от режима «Максимал» до режима «Полный форсаж» (м.->-п. ф.) и от режима «Малый газ» до режима «Полный форсаж» (м. г.-э-п, ф.). Сокращение времени приемистости
для быстрого достижения двигателем каждого режима имеет важное значение для улучшения маневренных свойств самолета.
Время приемистости от режима «Малый газ» до режима «Максимал» обычно увеличивается на больших высотах и малых скоростях полета. Это объясняется уменьшением избыточной мощности турбины в связи с уменьшением расхода воздуха через двигатель в этих условиях и снижением допустимых избытков топлива в процессе разгона по условиям устойчивого горения. На малых высотах более интенсивной подачей топлива можно сократить время приемистости, что осуществляется на ряде двигателей. Перестройка темпа подачи топлива производится обычно автоматически по сигналу от датчика высоты.
Сброс газа (дросселирование) ТРД производится путем уменьшения подачи топлива до значений, меньших, чем на установившихся режимах. При этом вследствие снижения подачи топлива и температуры Т* мощность турбины становится меньше мощности, потребляемой компрессором, и ротор двигателя затормаживается, частота вращения уменьшается. Линии сброса газа на рис. 2.23 и 3.8 показаны кривыми 4. Как видно, основным фактором, ограничивающим допустимое снижение подачи топлива при уменьшении частоты вращения ротора двигателя, является предел 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 обеднением смеси, но и с резким ухудшением качества распыла топлива, вызванным сильным снижением перепада давлений на форсунках при малых его расходах. Поэтому обычно в системе регулирования двигателя предусматривается ограничение минимального расхода топлива через форсунки.
Если приемистость двигателя начинается сразу же после не- закончившегося процесса сброса газа, она называется встречной приемистостью. На больших высотах и при малых скоростях полета встречная приемистость может вызывать самовыключение 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 исправления ошибки перемещение РУД вперед до упора МАКСИМАЛ. Если такая ошибка летчиком допущена, следует, не изменяя положения РУД, вначале снизиться до высоты, где приемистость разрешена, 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 турбокомпрессора двигателя при включении форсажа необходимо согласовать повышение температуры газов в форсажной камере с увеличением площади критического сечения сопла раскрытием створок.
Если воспламенение форсажного топлива и рост температуры
газа T^ будут опережать открытие створок сопла, то это приведет к падению перепада давлений на турбине и вследствие этого к увеличению температуры Т* более Т, , а также к снижению запаса газодинамической устойчивости компрессора. Поэтому обычно в системе управления работой форсажной камеры преду-
Рис. 3.9. Осциллограмма процесса включения форсажа
сматривается опережение раскрытия створок критического сечения сопла по ©тношению к подаче и воспламенению топлива в форсажной камере. При выключении форсажной камеры, наоборот, прекращение подачи топлива должно опережать закрытие створок сопла. В результате этого включение и выключение форсажа сопровождается временным нарушением исходного режима работы турбокомпрессора. На рис. 3.9 приведена типичная осциллограмма процесса включения форсажа. На ней показано изменение во времени давления форсажного топлива рТф и площади створок сопла Рств, а также значений частоты вращения турбокомпрессора, давления и температуры газового потока за турбиной (л, р* и 7*).
В момент времени tx по сигналу системы управления работой форсажной камеры начинают раскрываться створки реактивного сопла. Увеличение площади 7СТВ приводит к падению давления р* за турбиной и к увеличению степени расширения турбины вследствие чего повышается частота вращения ротора двигателя. Регулятор частоты вращения парирует увеличение п снижением
давления подачи топлива в основную камеру сгорания рТо , что приводит к снижению температуры Т* и соответственно 7*. Снижение р^ и 7* перед розжигом форсажной камеры приводит к временному снижению («провалу») тяги двигателя.
В момент времени t2 начинается подача топлива в топливные коллекторы форсажной камеры, а в момент времени t3 происходит воспламенение топлива во всей форсажной камере. Это приводит к резкому увеличению давления рА и в результате к временному падению частоты вращения ротора. Восстановление заданного значения п происходит вследствие увеличения подачи топлива в основную камеру сгорания, что сопровождается кратковременным забросом температуры газов и снижением запаса газодинамической устойчивости компрессора (как при разгоне двигателя). С восстановлением частоты вращения ротора двигатель выходит на установившийся форсажный режим.
-Заметим, что снижение («провал») температуры газа за турбиной Л7*на 50—100° (в зависимости от типа двигателя) при включении форсажа является вполне нормальным явлением и указывает на наличие упреждения открытия створок по отношению к подаче форсажного топлива. Если это снижение температуры становится несвойственно малым для данного двигателя или вовсе исчезает, можно ожидать появления неустойчивой работы двигателя или его самовыключения. Это объясняется повышением противодавления за турбиной, вызываемым преждевременным воспламенением форсажного топлива, снижением тг*, падением вследствие этого частоты вращения ротора двигателя и последующим резким увеличением температуры газа перед и за турбиной вследствие увеличения подачи топлива регулятором постоянства числа оборотов (частоты вращения). Об отклонении Д7£ от нормы летчик должен информировать инженерно-технический состав. Следует иметь в виду, что чрезмерное опережение открытия створок также недопустимо, так как приводит помимо увеличения «провала» тяги к более сильному снижению р\ и 7^, а следовательно, к ухудшению условий воспламенения форсажного топлива и к возможности невключения форсажа.
Выключение форсажа из-за запаздывания закрытия створок критического сечения сопла по сравнению с прекращением подачи топлива, так же как и включение форсажа, сопровождается «провалом» тяги и колебаниями п и 7*.
В двухвальном ТРД отношение частоты вращения роторов высокого и низкого давления, называемое скольжением роторов S, монотонно увеличивается по мере уменьшения приведенной частоты вращения. Изменение S вызывается газодинамическими связями между обоими роторами (изменением углов атаки в каскадах компрессора и распределением перепадов давлений между ступенями турбины). Эти газодинамические связи продолжают действовать и на переходных режимах, благодаря чему из- 92
Рис. 3.10. Изменение скольжения двухвального двигателя: 1 — на установившихся режимах; 2 — в процессе приемистости;3 — при сбросе газаРис. 3.10. Изменение скольжения двухвального двигателя: 1 — на установившихся режимах; 2 — в процессе приемистости;3 — при сбросе газамомента инерции роторамомента инерции ротораа ®прн6 ®прва ®прн6 ®првРис. 3.11. Расположение рабочих линий на характеристиках КНД (а) и КВД (б) :Рис. 3.11. Расположение рабочих линий на характеристиках КНД (а) и КВД (б) :
Рис. 3.10. Изменение скольжения двухвального двигателя: 1 — на установившихся режимах; 2 — в процессе приемистости;
3 — при сбросе газа
Рис. 3.10. Изменение скольжения двухвального двигателя: 1 — на установившихся режимах; 2 — в процессе приемистости;
3 — при сбросе газа
момента инерции ротора
момента инерции ротора
а ®прн6 ®прв
а ®прн6 ®прв
Рис. 3.11. Расположение рабочих линий на характеристиках КНД (а) и КВД (б) :
Рис. 3.11. Расположение рабочих линий на характеристиках КНД (а) и КВД (б) :
менение, например, скольжения роторов по частоте вращения пх при разгоне турбокомпрессора или сбросе газа оказывается почти таким же, как и на установившихся режимах (рис. 3.10). Но все
же в зависимости от соотношения моментов инерции роторов и не
которых других факторов скольжение S на режимах разгона турбокомпрессора и сброса газа может несколько отличаться от скольжения на установившихся режимах. Эти обстоятельства определяют ряд особенностей протекания переходных режимов в двухвальных ТРД.
Расположение рабочих линий для режимов приемистости и сброса газа на характеристике компрессора высокого давления (КВД) качественно является таким же, как и у одновального ТРД (рис. 3.11,6). Для компрессора низкого давления (КНД) имеется существенное отличие. Из-за меньшего
высокого давления, чем ротора низкого давления, скольжение на переходных режимах изменяется так, как показано на рис. 3.10
2 —на установившихся режимах; 2 —в процессе приемистости; 3 — присбросе газа
штриховыми линиями. В процессе приемистости оно больше, а при сбросе газа меньше по сравнению с соответствующими равновесными значениями. В результате рабочая линия для КНД на режимах разгона удаляется от границы устойчивой работы, как показано на рис. 3.11, а. При сбросе газа, наоборот, из-за более быстрого падения частоты вращения КВД он оказывает
дросселирующее воздействие на КНД и режимы работы последнего приближаются к границе устойчивости. По указанной причине в двухвальном ТРД предусматриваются* ограничения темпа уменьшения подачи топлива не только из условия устойчивости горения, но и по помпажу КНД.
Процессы включения и выключения форсажа в двухвальных ТРДФ протекают в общем так же, как и в одновальных двигателях, т. е. сопровождаются колебаниями температуры и давления за турбиной и частоты вращения роторов, забросами 7^ и временными «провалами» тяги двигателя. Однако следует подчеркнуть, что всякое изменение общего перепада давлений в многоступенчатой турбине сказывается в основном на перепаде давлений 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 резкими, 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 компрессора в этот период.
Характерным для двухвальных ТРД, в частности, является снижение запаса газодинамической устойчивости компрессора при быстром выключении форсажа. Это объясняется резким уменьшением скольжения роторов в момент прекращения подачи форсажного топлива при еще открытых створках сопла, так как при этом происходит кратковременное увеличение частоты вращения ротора низкого давления пх при одновременном снижении подаци основного топлива и уменьшении и2. В этом случае, как отмечалось, КВД 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 раскручивает только ротор высокого давления. Это позволяет существенно снизить потребную мощность стартера, так как момент инерции ротора высокого давления обычно меньше момента инерции ротора низкого давления. Однако при этом скольжение роторов на пусковых режимах существенно возрастет, так как при малой частоте вращения роторов газодинамические силы, связывающие оба ротора, невелики, поэтому рост частоты вращения КНД значительно отстает от роста частоты вращения* КВД. В результате КНД оказывает сильное дросселирующее воздействие на поток воздуха, проходящий через КВД, что может быть причиной срыва потока в КВД даже при незначительном повышении температуры газа в камере сгорания. Для увеличения запаса устойчивости КВД в некоторых двигателях применяется перепуск воздуха за компрессором в атмосферу при запуске. *
ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ И ОСОБЫЕ СЛУЧАИ,СВЯЗАННЫЕ С РАБОТОЙ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ
Требования получения высоких удельных параметров силовых установок и связанное с этим все более сильное форсирование рабочего процесса двигателя значительно усложняют решение задачи обеспечения их устойчивой работы в условиях эксплуатации. Опыт эксплуатации современных самолетов с турбореактивными двигателями показывает, что у большинства из них имеются определенные зоны по высоте и скорости полета, а также по режимам работы двигателя, где наблюдается неустойчивая работа компрессора, 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 виду, однако, что попадание самолета или двигателя в области ограничения не исключается в условиях боевой обстановки или при отказах в системе регулирования. Поэтому исключительно важное значение в подготовке летного состава имеет знание физической сущности явлений, вызывающих ограничения, и предвидение последствий, к которым может привести их невыполнение. Понимание этих вопросов позволяет летному составу правильно оценивать обстановку, принимать оптимальные решения и выполнять операции по ликвидации возможных тяжелых последствий. В определенных случаях действия летчика должны быть очень быстрыми и четкими, та,к ка-к промедление может стать не только роковым для боевой техники, но и опасным для жизни экипажа.
Рассмотрим основные типы существующих ограничений режимов работы силовых установок с ТРД и ТРДФ, причины, их обусловливающие, и действия летчика при попадании в области ограничений или при нахождении вблизи их границ.
Наиболее распространенными ограничениями современных силовых установок являются ограничения по устойчивой работе компрессора. Как следует из рис. 2.18, устойчивая работа осевого компрессора возможна лишь в определенном диапазоне изменения «пр (от ^Прт Д° «Пр )• В программах же регулирования, при которых n = const, приведенная частота вращения ротора
изменяется в соответствии с изменением температуры % на входе в двигатель в широких пределах. В частности, с ростом числа М полета температура Т* увеличивается и при постоянной физической частоте приведенная частота вращения иПр уменьшается. Если приведенную частоту вращения в земных стандартных условиях принять за 100%, то на высоте 11 км при М = 2 она снижается до 86%, а при М = 3 до 69%. Увеличение высоты полета до
И км, особенно при малых скоростях полета и низких температурах окружающего воздуха, приводит к увеличению ппр примерно до ПО—115% от указанного расчетного значения. Как видно 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 отсутствии других средств) так изменить программу регулирования двигателя, чтобы рабочая точка на характеристике компрессора в этой области режимов находилась все время на безопасном удалении 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. Действительная (физическая) частота вращения и температура Т^ в этом случае должны уменьшаться при снижении температуры Т*. Это приводит к снижению тяги двигателя в области ограничения по сравнению с той ее величиной, которая обеспечивалась бы при постоянных и максимальных значениях п и Д*.
Для защиты одновальных ТРД и ТРДФ с нерегулируемыми компрессорами от неустойчивой работы при низких значениях приведенных 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 физической и приведенной частоты вращения по температуре Т* на входе в двигатель показан на рис. 3.12. Там же нанесены границы устойчивой работы двигателя (отштрихованы) полпРтах и по лПрт . Точки вин соответствуют достижению границ верхнего и нижнего срыва. Влево от точек 2 защита двигателя от неустойчивой работы достигается переходом на программу регулирования ппр = = const, а вправо от точек / — открытием ленты перепуска воздуха. Этот график сохраняет свой вид, если его относить к заданной 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 Д, с ростом числа М полета при разгоне самолета на заданной высоте увеличивается.
У двухвальных двигателей и у двигателей с компрессорами, регулируемыми поворотом лопаток направляющих аппаратов ряда ступеней, обычно ограничение по ппр . отсутствует или достигается при значительно более высоких температурах воздуха на входе, чем у двигателей с нерегулируемым компрессором. Поэтому у таких двигателей нет ограничения по ^nPinin и ленты перепуска не применяются.
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-
Рис. 3.12. Зависимость физических и приведенных частот враще- - ния ротора двигателя от температуры Т^ 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. Меньший нагрев воздуха на выходе из компрессора приводит к увеличению плотности, снижению осевой скорости воздуха и к увеличению углов атаки потока на последних ступенях. В силу указанных причин в таком случае возможно появление верхнего срыва при Ппр<лПртах> тогда как у прогретого двигателя при этом обеспечивается достаточный запас устойчивости.
На силовых установках сверхзвуковых самолетов возможны ограничения по устойчивой работе входного устройства. Наиболее распространенным из них является запрещение уборки РУД ниже положения МАКСИМАЛ на больших сверхзвуковых скоростях полета. Это ограничение связано с тем, что при уборке РУД снижается пропускная способность компрессора, что требует снижения пропускной способности воздухозаборника соответствующей его регулировкой, например выдвижением клина. Но на больших сверхзвуковых скоростях полета органы регулирования воздухозаборника находятся в положении минимально возможной производительности, дальнейшее снижение которой иногда оказывается
конструктивно невозможным. Значительное выдвижение клина (конуса) и уменьшение площади горла, как правило, сопровождаются повышенной- неравномерностью потока на входе в компрессор. В таких случаях уборка РУД вызвала бы помпаж воздухозаборника или компрессора. Чтобы этого не случилось, обычно устанавливается ограничение или предусматривается специальное стопорное устройство, которое делает невозможным уборку РУД в указанных условиях полета ниже положения МАКСИМАЛ.
Как указывалось в § 2.2, неустойчивая работа воздухозаборника может быть вызвана также рядом других факторов. Прежде всего к ним следует отнести полет при больших положительных и отрицательных углах атаки и полет со скольжением. Это обстоятельство является причиной ограничений по допустимым углам атаки или по перегрузке самолета.
Запас устойчивой работы воздухозаборника, как указывалось, может существенно снижаться при выключении форсажа на больших числах М полета, так как в этом случае наблюдается кратковременное повышение температуры газа перед турбиной и вызванное этим тепловое дросселирование двигателя, что может явиться причиной ограничений по выключению форсажа в определенной области чисел М полета.
У ряда двигателей имеются ограничения по устойчивой работе форсажных (реже — основных) камер сгорания. Сущность этих ограничений заключается в том, что, как указывалось в § 2.4, на больших высотах полета ухудшаются условия сгорания и качество распыла топлива. Может возникнуть неустойчивость в процессе горения. Летчик обнаруживает это явление, которое называется пульсационным горением, по продольным толчкам и-колебаниям частоты вращения ротора и температуры газа за турбиной. Могут* возникнуть и более серьезные последствия в виде срыва пламени и самовыключения двигателя или форсажа.
Отмеченные особенности обусловливают определенные ограничения. У ряда ТРДФ при полете на очень больших высотах не разрешается дросселировать двигатель на форсаже или быстро (в темпе приемистости) переходить с режима «Максимал» на режим «Форсаж», так как вызываемое этим резкое обеднение или обогащение смеси может привести к срыву пламени в форсажной камере. Особенно характерным для ТРДФ является ограничение по включению форсажа в зависимости от приборной скорости и высоты полета. Они указываются в виде соответствующих ограничений в инструкции летчику.
Расположение в поле возможных по числу М и Н режимов полета границы устойчивой работы форсажной камеры—кривая 1 (граница может относиться к полному или к частичному форсажу) и границы дозволенного включения форсажа (кривая 2) показано на рис. 3.13. Штриховая линия 3 показывает ограничение включения форсажа по допустимым значениям приборных скоростей и высот полета, по отношению к. которой кривая 2 является как бы огибающей. Для выхода из этих областей ограни-
Рис. 3.13. Области ограничений режимов работы ТРД по устойчивой работе камер сгорания и по прочности элементов конструкции ■ двигателяРис. 3.13. Области ограничений режимов работы ТРД по устойчивой работе камер сгорания и по прочности элементов конструкции ■ двигателя
Рис. 3.13. Области ограничений режимов работы ТРД по устойчивой работе камер сгорания и по прочности элементов конструкции ■ двигателя
Рис. 3.13. Области ограничений режимов работы ТРД по устойчивой работе камер сгорания и по прочности элементов конструкции ■ двигателя
чен'ия летчику необходимо либо увеличить степень форсирования двигателя (если ограничение установлено для режимов частичного форсажа), либо изменить режим полета в направлении уве
личения скорости и уменьшения высоты полета, как показано на
рис. 3.13 стрелками.
Включение форсажа запрещается также во время разбега самолета на взлете и сразу же после взлета. Это связано в первую очередь с опасностью невключения форсажа, что при открытых створках сопла приводит к значительному снижению тяги, недопустимому на малых скоростях и высотах полета. Даже при удачном включении форсажа опережение в открытии створок сопла по отношению к подаче форсажного топлива вызывает вначале «провал»
тяги, опасный в этих условиях полета.
Наряду с ограничениями по устойчивой работе элементов силовой
установки на существующих двигателях вводятся специальные ограничения по условиям прочности элементов конструкции.
Необходимость введения ограничений по условиям прочности вызвана тем, что при изменении условий полета и режимов работы двигателя значительно изменяются аэродинамические, механические, температурные и вибрационные нагрузки на элементы силовой установки, что приводит в отдельных неблагоприятных случаях к чрезмерному увеличению напряжений в некоторых деталях и узлах и к снижению запасов прочности.
Область ограничений по условиям прочности — это малые высоты и большие скорости полета. На малых высотах двигатель имеет большие расходы воздуха, которые возрастают с увеличением скорости полета самолета, что приводит к росту на указанных режимах полета аэродинамических и вибрационных нагрузок на лопатках компрессора и турбины, а также крутящего момента на валу двигателя. Высокое избыточное давление в воздухозабор
никах и за компрессором при этих условиях полета приводит также к увеличению напряжений в корпусе двигателя и силовых оболочках входных устройств.
Строго говоря, каждый из элементов конструкции имеет свои наиболее опасные, требующие проверки условия нагружения. Исследования показывают, что достижение наиболее опасных нагрузок в основных элементах конструкции двигателя достаточно полно характеризует величина допустимого давления за компрессором р^, которое и принимается за основной критерий ограничения по прочности двигателя.
Таким образом, ограничения по прочности двигателя записываются в виде условия Р*2^Р2тах- Расположение области ограничения Z'*rnax в поле возможных режимов полета показано линией 4 на рис. 3.13. Как видно, по своему расположению она близка к линии qmax ограничения по прочности самолета.
Защита двигателя от превышения допустимого значения Атах осуществляется, как правило, системой автоматического регулирования двигателя. Для предотвращения превышения Pimax с помощью САР осуществляется снижение подачи топлива в основные камеры сгорания двигателя, что вызывает уменьшение частоты вращения ротора, а вместе с тэм и степени повышения давления компрессора до такого значения, когда Р^^Р*■ При этом рас
ход воздуха через двигатель и температура газа перед турбиной снижаются по сравнению с их значениями на этом же режиме полета при п = const, что приводит к резкому снижению тяги двигателя.
К числу прочностных ограничений относится также ограничение по максимально допустимой температуре воздуха на входе в двигатель Т* . Это ограничение вызвано в основном тем, что с увеличением температуры Т* возрастает температура воздуха по тракту компрессора, а следовательно, повышается температура лопаток и других элементов конструкции компрессора. Но, как известно, повышение температуры приводит к уменьшению допустимых напряжений длительной прочности. В соответствии с этим приходится ограничивать максимально возможные числа М полета по условиям надежности работы двигателя. Величина допустимой температуры 7*^ зависит от прочностных свойств применяемых материалов. Она сравнительно невысока для легких сплавов типа дюралюминия и существенно выше для титановых сплавов и стали. Ограничение по Т, может быть связано также ^ах
с достижением пределов работоспособности маслосистемы или системы охлаждения двигателя.
Для существующих авиационных ГТД вводятся также нормы допустимых запасов по автоколебаниям лопаток первых ступеней компрессора. Они устанавливаются в целях проверки вибрационной прочности лопаток и контролируются в процессе испытаний самолета и его силовой установки. При необходимости и в этом случае могут быть введены ограничения по допустимым в условиях 100
полета сочетаниям величин р* и Т* на входе в компрессор (рис. 3.12). Это объясняется тем, что давление р* связано с возбуждающей колебания силой, а от температуры Т* зависят прочностные свойства материала лопаток.
Наконец, существует еще одно ограничение — по подаче топливных насосов. Оно не относится к ограничениям режимов полета и не является опасным с точки зрения прочности конструкции или устойчивости процесса, но в той области режимов полета, где оно действует, происходит существенное уменьшение тяги двигателя, что ухудшает разгонные характеристики и маневренные свойства самолета. Поэтому указанный тип ограничений является весьма нежелательным, особенно для силовых установок фронтовых самолетов.
Наибольшие расходы топлива у ТРД и ТРДФ соответствуют полету самолета на малых высотах с большими скоростями и при низкой температуре окружающего воздуха. Этим и определяется область ограничений, связанная с недостаточным количеством подаваемого топлива. С увеличением высоты полета потребный расход топлива быстро снижается и тяга восстанавливается до нормального уровня. Это нужно учитывать при выборе режима полета в условиях воздушного боя.
Значительная часть ограничений опасных и недопустимых режимов работы двигателя обеспечивается специальными автоматическими устройствами, предусмотренными в системе регулирования двигателя, а ряд ограничений — действиями летчика. При этом летный состав руководствуется инструкциями, составляемыми на основе результатов проведенных испытаний и опыта эксплуатации конкретной силовой установки. Инструкции предусматривают также действия летчика при отказах в системе регулирования. Быстрые н обоснованные действия летчика в указанных случаях требуют специальной подготовки летного состава. Прежде всего нужно четко знать, какие ограничения действуют на тех или иных режимах полета, какими средствами они обеспечиваются и каковы возможные последствия при несоблюдении ограничений из-за неисправностей системы регулирования или неправильных действий.
На рис. 3.14 в координатах высоты Н и числа М полета совмещены возможные области ограничений режимов работы ТРДФ с нерегулируемым осевым компрессором.
Линия V— V соответствует ограничению по условию Т* ^ . Эквидистантно этой линии проходит линия ограничения по запасу устойчивости компрессора У — У, на которой /гпр = ппр . Взаимное расположение линий У — У и Г — Г может быть различным. Максимально допустимые числа М полета (если нет других ограничений) определяет та из этих линий, которая располагается левее.
Линия 2— 2 соединяет точки одинаковой температуры 7^ наЛиния 2— 2 соединяет точки одинаковой температуры 7^ навходе в компрессор (при n = const), для которых лпр = лПртах •входе в компрессор (при n = const), для которых лпр = лПртах •Рис. 3.14. Возможные области ограничений режимов работы ТРД и ТРДФРис. 3.14. Возможные области ограничений режимов работы ТРД и ТРДФ
Линия 2— 2 соединяет точки одинаковой температуры 7^ на
Линия 2— 2 соединяет точки одинаковой температуры 7^ на
входе в компрессор (при n = const), для которых лпр = лПртах •
входе в компрессор (при n = const), для которых лпр = лПртах •
Рис. 3.14. Возможные области ограничений режимов работы ТРД и ТРДФ
Рис. 3.14. Возможные области ограничений режимов работы ТРД и ТРДФ
штрихованной сплошными линиями области) двигатель может работать только при ЖПтах (в соответствии с условием ппр= = const).
Начало ограничений по условиям прочности указывает линия 3— 3, где Р* — Р*тах- На малых высотах это ограничение обычно наступает раньше, чем по лпр . Оно по своему характеру оказывается весьма близким к ограничению по максимально допустимому скоростному напору </тах, устанавливаемому по условиям прочности самолета (линия 3' — 3'). Если линия 3— 3 всюду располагается правее линии 3' — 3', то в этом случае специального ограничения по р^ для двигателя не требуется.
Линия 4— 4 на рис. 3.14 соответствует границе устойчивой работы форсажной камеры. Влево и вверх от этой линии располагается область ограничений по использованию форсажа (заштрихована штриховыми линиями). В этой области может быть запрещено включение форсажа, дросселирование двигателя на форсажных режимах, а у некоторых двигателей^полет с включенным 102
форсажем. Кривая 5— 5 показывает возможное расположение линии максимальной производительности основного или форсажного топливного насоса. Правее этой линии на малых высотах и больших числах М полета тяга двигателя недостаточная из-за малой подачи топлива.
Рис. 3.15. Совмещение областей ограничений по самолету и по силовой установке
В каждом конкретном случае области эксплуатационных ограничений могут быть сдвинуты по режимам полета в ту или иную сторону или некоторые из них могут отсутствовать. Например, у ТРД с регулируемым осевым компрессором и у двухвальных ТРД обычно не требуется вводить ограничения по устойчивой работе компрессора. В рабочем диапазоне режимов полета может отсутствовать ограничение по ^т. фтах и т- п- Поэтому ограничения назначаются отдельно применительно к каждому конкретному самолету.
На рис. 3.15 в качестве примера дано совмещение ограничений по силовой установке и самолету. Максимально допустимые числа М полета в данном случае определяются на малых высотах по Р*1Х> на средних высотах — по ^тах и далее по Л*тах • Вверху возможная область режимов ограничена достижимыми значениями статического потолка самолета, а слева — минимально допустимой приборной скоростью полета. Внутри этой области ограничения по Пщ> предполагаются отсутствующими (двухваль-
ный ТРДФ или ТРДФ с регулируемым компрессором), но нанесено ограничение по допустимой приборной скорости включения форсажа. На рис. 3.15, кроме того, выделена область, где разрешается производить запуск двигателя в полете.
Ограничения по запуску двигателя в полете обусловлены следующим. При малых значениях приборной скорости Vnp из-за низкого скоростного напора и малых скоростей движения воздуха в камере сгорания надежный запуск двигателя не обеспечивается из-за слабой турбулизации потока воздуха и малых скоростей распространения пламени. При слишком больших Vnp и высоких частотах авторотации также не обеспечивается надежный розжиг камеры из-за большой скорости движения в ней воздуха. Высотность надежного запуска двигателя определяется из условия ухудшения процесса сгорания при снижении р^ и 7*. Она может быть увеличена применением кислородной подпитки пусковых блоков.
Рассмотрим действия экипажа в различных случаях нарушения нормальной работы силовой установки на установившихся режимах. Они могут быть вызваны следующими причинами: нарушением установленных ограничений по технике пилотирования и управления силовой установкой, отказами в системе автоматического регулирования, боевыми повреждениями.
К числу наиболее опасных нарушений нормальной работы силовой установки в указанных условиях относятся: срыв или помпаж компрессора, помпаж и «зуд» воздухозаборника, самопроизвольное выключение двигателя, отказы в системах топливопитания и управления створками сопла и др.
Срыв или помпаж компрессора может возникнуть только при отказах автоматики или невыполнении установленных ограничений. Сопутствующими неблагоприятными факторами при этом служат недопустимо большое изменение приведенной частоты вращения ротора, значительная неравномерность и нестационарность потока на входе в компрессор, попадание в двигатель спутных струй от впереди летящего самолета или пороховых газов при пуске ракет и др. ,
Значительное увеличение приведенной частоты вращения ипр (попадание в область, близкую к линии 2— 2, рис. 3.14) возможно вследствие неблагоприятных сочетаний температуры окружающего воздуха, режима полета и режима двигателя. Например, полет в зимних условиях на больших высотах с малыми скоростями и при максимальной частоте вращения ротора (набор высоты с малой скоростью полета) соответствует наиболее высоким значениям ппр. При этом у большинства двигателей запас устойчивости компрессора снижается. При отказе автоматики, обеспечивающей ограничение по лпРтах , может возникнуть срыв потока на последних ступенях компрессора. Он, как указывалось, почти мгновенно распространяется на весь компрессор — возникает «верхний помпаж».
Значительное снижение приведенной частоты вращения возможно на режимах, когда наиболее высоких значений достигает температура Т* на входе в двигатель, что соответствует полету с большими сверхзвуковыми скоростями и в условиях наибольших возможных отклонений Тн от стандартных значений в сторону повышения (вблизи линии ограничений 1—1, рис. 3.14). Здесь также наблюдается снижение запаса устойчивости компрессора ДКУ, которое при неправильной настройке или отказе автоматики может явиться следствием неустойчивой работы компрессора из-за появления вращающегося срыва первоначально на его первых ступенях («нижний помпаж»).
Факторами, дополнительно влияющими на снижение запаса устойчивости компрессора, являются, как указывалось, полет с большими углами атаки или скольжения, энергичное маневрирование самолета, включение или выключение форсажа, энергичное изменение частоты вращения ротора двигателя, попадание на вход в двигатель спутных струй от впереди летящего самолета и т. п.
Полет в указанных условиях требует повышенного внимания экипажа, строгого соблюдения инструкций по допустимым скоростям и высотам полета, углу атаки (перегрузке) и другим параметрам, контролируемым летчиком. Если же помпаж в полете произошел, необходимо принять немедленные меры для восстановления нормальной работы двигателя. Рассмотрим и объясним действия летного состава при возникновении срыва и помпажа компрессора.
Независимо от места первоначального возникновения срыва (на последних или на первых ступенях) при распространении его на весь компрессор образуется обычно одна мощная вращающаяся срывная зона, занимающая около половины окружности каждой ступени. Частота вращения этой зоны составляет около 15—30% частоты вращения ротора двигателя. Через срывную зону воздух, как отмечалось, не только не поступает в камеру сгорания, а наоборот, выбрасывается из нее на вход в компрессор. В результате этого в камере сгорания пламя около тех форсунок, которые расположены за срывной зоной, гаснет из-за чрезмерного переобога- щения смеси. Вращаясь относительно камеры сгорания, срывная зона поочередно гасит пламя у форсунок, расположенных по ходу ее перемещения, тогда как у форсунок, вышедших из срывной зоны, восстанавливается нормальное значение коэффициента избытка воздуха и вновь создаются условия, благоприятные для устойчивого сгорания.
В тех случаях, когда пламя в окружном направлении камеры распространяется быстро и «поспевает» за перемещением срывной зоны, камера сгорания не гаснет, но из-за падения расхода воздуха при срыве наблюдается резкий рост темиературы газа с выбрасыванием пламени за турбину при одновременном падении частоты вращения ротора из-за нарушения баланса работы комп-
рессора и турбины (ухудшается к. п. д. компрессора и увеличивается работа, требуемая для его вращения).
При появлении признаков помпажа или срыва во избежание перегрева и выхода из строя турбины и механических повреждений лопаток компрессора необходимо немедленно убрать РУД в положение МАЛЫЙ ГАЗ. Резкая уборка РУД приводит к сниже- ниюлемпературы газа перед турбиной и в некоторых случаях оказывается достаточной для вывода компрессора из срывного (помпажного) режима. Но чаще всего этой мерой срыв (помпаж) устранить не удается. В таком случае необходимо (в соответствии с инструкцией) установкой РУД в положение СТОП выключить двигатель, а затем запустить его в воздухе.
В условиях полета на больших высотах и в камерах сгорания некоторых типов (например, в трубчато-кольцевых) скорость переброса пламени из одной жаровой трубы в другую может оказаться меньше скорости вращения срывной зоны. Тогда через сотые доли секунды после первого хлопка камера сгорания полностью гаснет—происходит самовыключение (заглохание) двигателя. Характерными признаками самовыключения являются одновременное падение частоты вращения ротора и температуры газа за турбиной, отсутствие реакции двигателя на перемещение РУД и звук, характерный для уменьшающейся частоты вращения.
Погасание пламени в камере сгорания приводит к резкому уменьшению сопротивления закомпрессорной части тракта двигателя, в результате чего скорость протекания потока воздуха через компрессор увеличивается и срыв в компрессоре немедленно прекращается. Для восстановления исходного режима в таком случае необходимо произвести (в соответствии с инструкцией) запуск двигателя в воздухе.
На современных силовых установках все более широкое применение находят автоматические системы вывода двигателя из помпажа. Наличие помпажа обнаруживается специальными датчиками. Они основаны на принципе регистрации колебаний давления, обратного движения воздуха через компрессор, или повышения температуры газа перед турбиной при помпаже. Эти сигналы поступают в управляющий блок системы, который на определенное время-включает зажигание в основных и форсажных камерах сгорания и производит «отсечку» (сброс) подачи топлива. Таким образом, автоматически в течение очень короткого промежутка времени система производит выключение и повторный (встречный) запуск двигателя, благодаря чему устраняется помпаж.
При отказах автоматики компрессора возникает необходимость в специальных действиях летчика в соответствии с инструкцией по предотвращению попадания самолета в режимы срыва и помпажа.
Неустойчивая работа сверхзвуковых воздухозаборников возможна, как было объяснено в § 2.2, при значительном рассогласовании входного устройства и двигателя по расходу воздуха, 106
Наиболее характерной причиной появления помпажа возДуХО* Заборника являются отказы в системе управления клином (конусом) или противопомпажными створками. Как указывалось в § 2.2, на современных самолетах широко применяются системы регулирования воздухозаборника, когда положение клина (конуса) и противопомпажных створок задается в функции степени
Рис. 3.16. Программа регулирования воздухозаборника по числу М полета и расположение границ помпажа и «зуда»
повышения давления компрессора (рис. 2.15) или приведенной частоты вращения ротора двигателя. В этом случае программа регулирования для перемещения клина (конуса) по числу М полета и расположение границ помпажа и «зуда» должны быть такими, как показано на рис. 3.16. После полного выдвижения конуса в ряде случаев дальнейшее согласование режимов работы двигателя и воздухозаборника достигается открытием противопомпажных створок, как показано на рис. 3.16 справа.
С помощью рис. 3.16 можно проанализировать влияние отказов в системе регулирования воздухозаборника. Из рис. 3.16 видно, что программа изменения LK (и соответственно угла открытия створок рСтв) выбирается так, чтобы при каждом числе М полета был достаточный запас устойчивой работы по помпажу и «зуду». При этом предусматриваются допустимые отклонения (допуски) на точность регулирования (заштрихованные полосы на рис. 3.16) Для каждого числа М полета -определенное выдвижение конуса приводит к появлению «зуда», а его уборка — к помпажу. Этот ход конуса (измеряемый в миллиметрах) на практике может служить мерой оценки запаса устойчивости воздухозаборника, так как он характеризует удаление задаваемого программой положе-
ния конуса от границы помпажа (—ДЛК, мм) или от границы «зуда» ( + ALK, мм) воздухозаборника. Если, например, при увеличении числа М полета, начиная с точки 1, перестанет осуществляться выдвижение клина (конуса), то при достижении числа /И, полета, соответствующего точке Г, возникнет помпаж воздухозаборника.
Если на режиме разгона самолета, начиная с числа Мг полета, соответствующего точке 2, перестанут открываться противопом- пажные створки, то по достижении числа М2' полета, соответствующего точке 2', также возникнет помпаж воздухозаборника из-за невозможности выпуска избыточного воздуха из входного канала во внешний поток через противопомпажные створки.
Отказ в автоматике управления воздухозаборником при торможении самолета, как видно из рис. 3.16, приводит к появлению «зуда». Если, например, в точке 4 при торможении самолета противопомпажные створки перестанут закрываться или в точке 3 перестанет убираться клин, то расход воздуха через воздухозаборник окажется меньше потребного расхода воздуха, проходящего через двигатель (или совместно через двигатель и створки). Противодавление за воздухозаборником по этой причине снизится и по достижении соответственно точки 3' или 4' возникнет «зуд».
При рассмотренных отказах в системе управления воздухозаборником летчик должен перейти на его ручное управление. При этом, очевидно, на разгоне нужно выдвигать, а при торможении убирать клин (конус) в соответствии с указаниями инструкции, пользуясь специальным индикатором. У двухдвигательного самолета можно для ручной установки положения клина неисправного воздухозаборника пользоваться стрелкой указателя положения клина работающего воздухозаборника (при одинаковой частоте вращения роторов обоих двигателей). Аналогично должно осуществляться ручное управление противопомпажными створками.
Регулирование воздухозаборника при изменении частоты вращения ротора двигателя осуществляется непосредственно по пПр либо через изменение я*. При уменьшении частоты вращения ротора двигателя его потребный расход воздуха уменьшается и нужно, как указывалось, уменьшать пропускную способность воздухозаборника. При этом снижение тг* (или ппр) дает сигнал на выдвижение клина (рис. 2.15), а при полностью выдвинутом клине— на открытие противопомпажных створок. При неисправной автоматике дросселирование двигателя уменьшением частоты вращения ротора на сверхзвуковых скоростях полета не разрешается, так как оно может привести к возникновению- помпажа воздухозаборника или компрессора.
В ряде случаев, как указывалось, вводятся ограничения, запрещающие уборку РУД ниже положения МАКСИМАЛ при числах М полета, больших определенной (установленной для данной силовой установки) величины, или применяют автоматичеокиеуст- ройства, не допускающие перевода регулятора подачи топлива на 108
режим ниже «Максимала» при этих числах М полета, несмотря на уборку РУД летчиком. Отказы в работе рассмотренных автоматических устройств или нарушения указаний инструкции по запрещению дросселирования двигателя снижением частоты вращения ротора, где оно не разрешено, очевидно, являются также одной из причин, вызывающих появление помпажа воздухозаборника.
Причиной появления помпажа воздухозаборника может явиться также резкое выключение форсажа при больших числах М полета. При этом, как указывалось в § 3.3, происходят кратковременное снижение частоты вращения ротора и повышение температуры газа перед турбиной, которые приводят к временному уменьшению потребного для двигателя расхода воздуха. Такое даже кратковременное рассогласование расходов воздуха двигателя и воздухозаборника может оказаться недопустимым по условиям устойчивости воздухозаборника.
' Для предупреждения помпажа воздухозаборника при выключении форсажа может применяться специальная блокировка в целях кратковременного автоматического открытия противопомпаж- ных створок или выдвижения клина (конуса).
Снижение запаса устойчивости и возникновение помпажа воздухозаборника возможно при полетах с превышением предельно допустимых положительных ■ или отрицательных углов атаки (скольжения) или перегрузок при маневрировании, о чем уже упоминалось в § 2.2.
При заданном числе М полета запас по помпажу воздухозаборника можно оценивать, как указывалось, по величине перемещения конуса АТК от его фактического положения до границ помпажа и «зуда». С увеличением угла атаки снижение запасов устойчивости приводит к уменьшению этого допустимого перемещения конуса. На рис. 3.17 показано качественное изменение зависимости запаса по ходу конуса ALK от угла атаки самолета при заданном числе М полета. Уборка конуса ограничена снизу линией помпажа воздухозаборника, а сверху — линией «зуда». Здесь же показано возможное расположение границы помпажа компрессора, который может наступать вслед за появлением «зуда» или даже предшествовать ему, если выдвижение конуса создает значительную неравномерность потока на входе в компрессор. Как видно, на больших углах атаки запас по помпажу воздухозаборника сильно уменьшается. Снижается запас и по помпажу компрессора.
На больших углах атаки для восстановления запаса устойчивости воздухозаборника применяется коррекция (дополнительное выдвижение клина или конуса или открытие противопомпажных створок), которая осуществляется в зависимости от угла атаки самолета или угла установки стабилизатора. Отказы в системе коррекции программы регулирования воздухозаборника относятся к числу причин помпажа воздухозаборника.
Система коррекции программы регулирования воздухозаборника по углу установки стабилизатора является менее совершенной, чем по углу атаки самолета, из-за отсутствия однозначной
связи между срст и а на переходных режимах полета. Несвоевременное срабатывание системы коррекции может явиться причиной неустойчивой работы воздухозаборника.
Если помпаж воздухозаборника приводит к помпажу компрессора, наблюдается снижение частоты вращения ротора двигателя и, что особенно опасно, рост температуры газа перед и за турбиной.
Рис. 3.17. Изменение запасов по помпажу воздухозаборника и компрессора от угла атаки самолета
При помпаже воздухозаборника рекомендуется выключить форсаж и обеспечить быстрое уменьшение скорости полета. Нужно внимательно следить за температурой газа за турбиной по указателю 7"* и в случае ее роста выключить отказавший двигатель установкой РУД в положение СТОП во избежание перегрева и обгорания лопаток турбины. Если в процессе торможения самолета помпаж воздухозаборника прекратится и температура 7^ не выйдет из нормы, выключение двигателя производить не следует. В процессе дальнейшего торможения самолета нужно проконтролировать уборку клина (конуса). При отказе автоматики воздухозаборника 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 турбиной 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 воздухозаборником в соответствии с инструкцией. При этом, как правило, в процессе торможения самолета предусматривается полная уборка клина при максимальной частоте вращения ротора двигателя, а затем, начиная с числа М, указанного в инструкции, разрешается дросселирование двигателя. ь
При отказе гидросистемы управления воздухозаборником и отсутствии аварийных средств регулирования его геометрией предусматривается стопорение клина (конуса) в положении, соответствующем моменту отказа. При этом могут быть случаи посадки самолета с выпущенным клином и при малой пропускной способности входа. В таких случаях нельзя при посадке и пробеге устанавливать частоту вращения ротора двигателя, превышающую указанное в инструкции значение во избежание разрушения (смятия) воздухозаборника и его воздушного тракта из-за чрезмерного разрежения в канале.
Отказы в системе управления створками, регулирующими площадь критического сечения сопла,могут приводить к ряду нежелательных последствий. Например, если при выключении форсажа створки сопла остаются в открытом положении или створки раскрыты, а форсаж не включается, это приводит к повышению. ~* и к увеличению частоты вращения ротора двигателя. Регулятор подачи топлива из условия поддержания n = const уменьшает подачу топлива в основные камеры сгорания, что приводит к резкому снижению тяги двигателя, опасному при полете на малых высотах. У двухвальных ТРД в этом случае происходит уменьшение 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 опасным из-за возможного увеличения температуры Т^ по сравнению с ее допустимыми значениями, поэтому предусматриваются надежные блокировки, исключающие подачу форсажного топлива при нераскрытых створках сопла.
ПОМПАЖ И САМОВЫКЛЮЧЕНИЕ (ЗАГЛОХАНИЕ) ДВИГАТЕЛЕЙ ПРИ ПУСКЕ РАКЕТ
Одним из наиболее серьезных недостатков ГТД является потеря газодинамической устойчивости силовой установки при попадании на вход в двигатель выхлопных газов от ракет или реактивных снарядов. Основным воздействующим фактором в этом случае является быстро нарастающее по времени изменение температуры воздуха Т* на входе в компрессор. Другие сопутствующие факторы, такие, как химическое воздействие (засорение поступающего в двигатель воздуха продуктами сгорания ракетного
топлива), газодинамическое воздействие (пульсации и неравномерности давлений в потоке на входе в двигатель) и другие, не являются определяющими. На рис. 3.18 показан качественный ха-
Рис. 3.18. Изменение параметров газового потока по тракту двигателя при попадании на вход в двигатель выхлопных газов отпускаемой с самолета ракеты
рактер изменения температуры Тх на входе в двигатель при пуске ракеты.
Момент времени t\ соответствует началу температурного воздействия на двигатель, а момент времени /4— его окончанию. Время воздействия может составлять десятые доли секунды, а повышение температуры — величину порядка ста градусов и боле®. 112
Измерение параметров потока по тракту двигателя малоинерционными приборами показывает, что в начальный период времени (в интервале времени от t\ до /2, рис. 3.18) давление р* за компрессором и давление р\ на входе в компрессор, а также температура Г* за турбиной остаются практически неизменными, не-
Рис. 3.19. Изменение режима работы компрессора при попадании в него горячих газов от ракеты на установившемся режиме (У—У7) и при сбросе газа с последующим восстановлением режима работы (У—2—3—4—У)
смотря на значительное повышение температуры Т*. Неизменной остается при этом также степень повышения давления компрессора ^^ Рг]Р\, тогда как приведенный расход воздуха, пропорциональный числу М на входе в KOMirrpeocop;'
G osSl =С|пр уж
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 /').
Основным фактором, определяющим степень влияния быстрого (динамического) возрастания температуры Т* на запас газодинамической устойчивости компрессора, является не длительность воздействия, а интенсивность возрастания температуры по времени, т. е. величина-д^-.Помпаж компрессора происходит тогда, когда интенсивность возрастания температуры 7, по времени дос
тигает величин более 2000—3000 прад/с. Это значит, что при времени возрастания температуры Т*, равном, например, 0,05 с, критическое (из условия помпажа компрессора) повышение температуры должно быть примерно 100—150°, что вполне достижимо в условиях боевого применения. Наличие неравномерности температурного поля из-за несимметричности условий пролета ракеты отно
Рис. 3.20. Области чисел М и высот нолета, неблагоприятные для пуска ракет ’Рис. 3.20. Области чисел М и высот нолета, неблагоприятные для пуска ракет ’сительно входа в двигатель приводит к дополнительному усилению степени воздействия ракетного оружия на устойчивость работы силовых установок.
Рис. 3.20. Области чисел М и высот нолета, неблагоприятные для пуска ракет ’
Рис. 3.20. Области чисел М и высот нолета, неблагоприятные для пуска ракет ’
Момент времени /2 (рис. 3.18) соответствует началу помпажа компрессора. С этого момента резко повышается температура Т* за турбиной и падает частота вращения ротора двигателя. Во избежание перегрева и разрушения двигателя летчик должен выключить его установкой РУД в положение СТОП (момент времени ta на рис. 3.18), затем в области дозволенных скоростей и высот полета необходимо запустить двигатель в воздухе.
Степень воздействия применяемого бортового оружия на работу 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 воздействия на устойчивость работы силовой установки. Область I соответствует большим высотам и малым скоростям полета. Ей свойственны, как указывалось, малые запасы газодинамической устойчивости по компрессору. Она характерна также и тем, что расход воздуха, проходящего через двигатель, в этой области существенно снижается с увеличением высоты полета, тогда как количество газов в струе за ракетой с высотой сохраняется неизменным, а конус раствора струи газов, вытекающих из сопла ракетного 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 воздухозаборника. В указанных областях могут устанавливаться те или иные ограничения по пуску ракет определенных типов. ■
Степень влияния пуска ракет на газодинамическую устойчивость двигателя определяется также многими другими факторами. Эффективными средствами являются правильный выбор места для размещения подвесок ракет, обеспечивающего максимальное удаление ракеты от воздухозаборника, катапультирование (отбрасы'
вание вниз) ракеты при пуске и управление траекторией активного 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, прй динамическом температурном воздействии могут оказаться недостаточными. 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:
быстрый дополнительный поворот лопаток направляющих аппаратов регулируемых ступеней компрессора на уменьшение углов атаки в тех ступенях, где м'ал запас устойчивости;
временный перевод двигателя перед пуском ракет на пониженный режим, в частности на режим малого газа, где в условиях полета запас устойчивости компрессора является обычно более высоким; •
открытие створок реактивного сопла, которое обеспечивает у одновального двигателя удаление всей рабочей линии на характеристике компрессора от границы устойчивых режимов его работы;
временное увеличение скольжения в двухвальном двигателе вследствие его перерегулировки (например, прикрытием створок сопла или дополнительной подачей форсажного топлива), приводящее к повышению запаса устойчивости компрессора низкого давления; ’
пуск ракеты на режиме сброса газа с использованием специальной системы сброса и последующего встречного запуска. При этом, как показано на рис. 3.19, темп сброса выбирается таким, 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 устойчивых режимов. Последующее восстановление режима двигателя (встречный запуск) идет по линии 4—/.
Может применяться также комбинация указанных способов предупреждения срыва и помпажа крмпрессора. Во всех этих способах кратковременное повышение запаса устойчивости компрессора сопровождается снижением тяги двигателя и требует применения соответствующей техники пилотирования для прицеливания и пуска ракет.
РАЗДЕЛ II
УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА.КРИТИЧЕСКИЕ РЕЖИМЫ И ОСОБЫЕСЛУЧАИ 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 соответственно изменять параметры движения самолета в желаемую сторону. Для прямолинейного и равномерного полета необходимо, чтобы все силы и моменты были уравновешены, сбалансированы. Так, например, в горизонтальном прямолинейном полете с постоянной скоростью подъемная сила равна силе тяжести самолета, а тяга двигателя — силе лобового сопротивления. При этом обязательно 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 воздействием какого-либо внешнего возмущающего фактора, например неспокойствием атмосферы. Поэтому, когда режим полета установлен и самолет двигается прямолинейно и равномерно, необходимо обеспечить устойчивость этого движения.
Под устойчивостью самолета понимается способность его возвращаться к исходному положению равновесия после того, как исчезнут причины, нарушившие это ра'вновесие.
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 возмущающих факторов от заданных значений и быстрее к ним возвращаются, тем лучшими характеристиками устойчивости обладает самолет или, как говорят летчики, тем «плотнее самолет сидит в воздухе». Таким образом, под устойчивостью самолета понимается способность его сохранять заданный режим полета.
Поскольку устойчивость есть характеристика равновесия, то прежде чем исследовать устойчивость, необходимо создать равновесие. Обычно предполагается, что летчик при нарушении равновесия 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 исходному режиму полета, то при помощи летчика, правильно вмешивающегося в управление, он еще быстрее возвратится к этому режиму. 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 небольшой внешней причины, чтобы опять вывести самолет из равновесия. 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 задачи.
Поэтому анализ устойчивости самолета, не пилотируемого летчиком, рассмотрение его собственных свойств является важной практической задачей. '
Другой важной характеристикой самолета является управляемость. Под управляемостью самолета понимают его способность реагировать на перемещение рычагов управления (органов управления). О хорошо управляемом самолете летчики говорят, что он хорошо «ходит за ручкой». Это означает, что для выполнения требующихся маневров летчику необходимо совершать простые по характеру отклонения рычагов и прилагать к ним небольшие по величине, но четко ощутимые усилия, на которые самолет отвечает соответствующим изменением положения в пространстве без излишнего запаздывания. Управляемость — важнейшая характеристика самолета, определяющая возможность полета. На неуправляемом самолете летать невозможно.
Сопоставляя понятия устойчивости и управляемости самолета, можно сделать вывод, что они в известной мере противоположны. Устойчивость есть способность самолета сохранять заданный режим полета, а управляемость — изменять его. Вместе с тем между этими характеристиками существует теснейшая связь. Она заключается в том, что с повышением устойчивости самолета при прочих 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 возможности самолета. При больших усилиях на рычагах управления
летчик быстро утомляется при выполнении маневров. О таком- самолете говорят, что он «тяжел в управлении». '
Но самолетом трудно управлять и тогда, когда отклонения рулей 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 перемещение ручки, требуя от летчика большого внимания, точного и плавного управления. О таком самолете говорят, что он «строг в управлении». .
Таким образом, уменьшение устойчивости самолета сопровождается, с одной стороны, уменьшением потребных отклонений рулей и необходимых для этого усилий, с другой — усложнением пилотирования самолета.
Очевидно, что при некотором повышении устойчивости самолета, «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 полета предъявляют целый ряд требований к характеристикам устойчивости и управляемости самолета. Так, например, устойчивость и управляемость военного самолета должны обеспечивать:
— наиболее полное использование летных свойств самолета, определяемых его конструкцией, энерговооруженностью и аэродинамикой;
возможность выполнения точного пилотирования (прицеливания, выдерживания заданного режима полета и др.);
— простоту управления самолетом, минимально утомляющего летчика, в том числе при полете в сложных условиях;
— максимальное ослабление воздействия внешних возмущений, 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 устойчивости и управляемости самолета, чтобы удовлетворить этим требованиям.
. В процессе поле?а самолет, перемещаясь, изменяет .свое положение в пространстве. Для определения этого положения .необходимо, во-первых, выбрать тело, по отношению к которому рассматривается движение самолета, во-вторых, выбрать систему координат, с помощью которой можно определить положение самолета в пространстве. В качестве «неподвижного тела», относительно которого изучается движение самолета, обычно выбирается Земля.
При рассмотрении устойчивости и управляемости самолета удобно пользоваться системой координат Ox\y\zx (рис. 4.1), связанной с хордой крыла. За начало координат принимается точка, в которой расположен центр тяжести самолета. При таком размещении осей координат моменты сил тяжести относительно осей 118
Рис. 4.1. Связанная система координат и положительные направления сил, моментов и угловых скоростейРис. 4.1. Связанная система координат и положительные направления сил, моментов и угловых скоростейравны нулю. Ось 0хх проводится параллельно хорде крыла и называется продольной осью самолета. Момент Мж относительно этой оси называется поперечным или кренящим. Момент крена Мж считается положительным, если он кренит вправо.
Рис. 4.1. Связанная система координат и положительные направления сил, моментов и угловых скоростей
Рис. 4.1. Связанная система координат и положительные направления сил, моментов и угловых скоростей
Нормальная ось Оух перпендикулярна к оси Охх и лежит в плоскости симметрии самолета. Момент Му относительно этой оси называется путевым моментом или моментом рыскания. Он считается положительным, если разворачивает самолет влево и создает сколь-, жение р на правое полукрыло (рис. 4.1).
Ось Ozx перпендикулярна к осям Охх и Оух, а следовательно, и к плоскости симметрии самолета. Она называется поперечной
Рис. 4.2. Силы и моменты, определяющие продольное движение самолетаРис. 4.2. Силы и моменты, определяющие продольное движение самолетаосью самолета. Момент Mz 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
Рис. 4.2. Силы и моменты, определяющие продольное движение самолета
Рис. 4.2. Силы и моменты, определяющие продольное движение самолета
и моментов, действующих на самолет, а также угловых скоростей вращения шж, шу и <oz.
В полете в результате воздействия управляющих или возмущающих причин могут возникать и изменяться моменты одновременно относительно нескольких осей координат. При этом появление моментов относительно одной оси может вызвать возникнове-
ние их и относительно других осей. Так, например, моменты крена Мж и рыскания Му, а следовательно, и движения относительно осей Oxj и Оух тесно связаны между собой и рассматривать их изолирован
Рис. 4.3. Силы и моменты, определяющие боковое движение само-Рис. 4.3. Силы и моменты, определяющие боковое движение само-но можно только условно.
Рис. 4.3. Силы и моменты, определяющие боковое движение само-
Рис. 4.3. Силы и моменты, определяющие боковое движение само-
Вместе с тем при небольших отклонениях от исходного режима появление продольного момента Мг не вызывает появления поперечного Мх и путевого Ми моментов, и наоборот, возникновение моментов Мх и Му не сопровождается появлением момента Mz. Это'объясняется наличием у самолета плоскости симметрии Oxiyi. Именно потому, что самолет имеет плоскость симметрии, силы и моменты, действующие на него, а соответственно устойчивость и управляемость самолета делят на две группы.
В одну из этих групп включают силы, лежащие в плоскости симметрии, и моменты этих сил относительно поперечной оси Ozb Такими силами являются: подъемная сила У, сила лобового сопротивления Q, сила тяги Р и сила тяжести G или ее составляющие G] и G2 (рис. 4.2). Движение самолета под действием этих сил и продольного момента Mz называют продольным движением. Соответственно равновесие, устойчивость и управляемость самолета в этом движении называют продольным равновесием, продольной устойчивостью и продольной управляемо-
с т ь ю.
В другую группу входят: со-
летаставляющая силы тяжести G3
ляемостью.ляемостью.(рис. 4.3), боковая аэродинамическая сила Z, возникающая при несимметричном обтекании самолета, и моменты Мх и Му относительно осей Oxi и Оуь Равновесие боковых сил, моментов крена и рыскания принято называть боковым равновесием, а устойчивость и управляемость самолета — боковой устойчивостью и боковой управ
ляемостью.
ляемостью.
На рис. 4.2 и 4.3 показаны положительные углы атаки а, скольжения р, тангажа 9, угла наклона траектории 0 и угла крена у, направления сил и моментов, соответствующих положительным отклонениям рулей у, 8Э, 8Н.
Разделение общего движения самолета на продольное и боковое и изолированное их рассмотрение значительно облегчают исследование устойчивости и управляемости. Однако в некоторых случаях (например, при выходе на большие углы атаки, при энергичном 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 воздействием на самолет. Так, например, в зависимости от происхождения моменты делятся на статические и динамические. Если первые характерны для прямолинейного движения, то вторые — для криволинейного 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 результате отклонения органов управления летчиком или автопилотом, в то время как возмущающие моменты являются следствием воздействия различного рода возмущений (неспокойной атмосферы, стрельбы, пуска ракет и т. д.). Моменты, возникающие при нарушении равновесия самолета и стремящиеся возвратить его к исходному положению равновесия, называют стабилизирующими, если они уводят от исходного режима равновесия — дестабилизирующими.
§ 4.2. МОМЕНТЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА САМОЛЕТВ ПРЯМОЛИНЕЙНОМ ПОЛЕТЕ
Продольный аэродинамический момент
Продольный аэродинамический момент Мх определяется выражением■
= SbA-^-.
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:
^^^ + тЛСу} + ™Д^»(4.1)
где/п2д—коэффициент продольного момента при нулевой подъемной силе и неотклоненном стабилизаторе (ф = 0) или руле высоты (8в = 0);'
tn^C^— коэффициент момейта, обусловленный подъемной силой; mz^)—коэффициент момента, возникающий вследствие отклонения стабилизатора (руля высоты). •
Определение коэффициента момента mz(Cy), обусловленного подъемной силой, тесно связано с понятием «аэродинамический фокус».
Рис, 4.4. Силы и момент относительно фокуса в продольном движении самолета
Крыло и самолет в целом обладают важным свойством, заключающимся в том, что при изменении угла атаки происходит такое перераспределение аэродинамической нагрузки, что равнодействующая появившегося ее прироста проходит через одну и ту же точку F, удаленную от носика средней аэродинамической хорды на расстояние Xf. Эта точка и называется аэродинамическим фокусом. Таким образом, аэродинамическим' фокусом является точка приложения прироста подъемной (точнее, полной аэродинамической) силы, вызванного изменением угла атаки.
Коэффициент продольного момента относительно центра тяжести самолета, обусловленного подъемной силой (рис. 4.4), может быть представлен соотношением
тг(Су) = ^Су = (^т-^)Су,(4.2)
гдеmS—характеристика, численно равная измене
нию коэффициента продольного момента mz при изменении Су на единицу;
—Р——Х-р
xF=-y и хТ = -£относительные координаты фокуса и цен
Аv А
тра тяжести самолета (отнесены к средней аэродинамической хорде bAY
Коэффициент момента, возникающего вследствие отклонения стабилизатора, при линейной его зависимости от угла отклонения стабилизатора у может быть представлен формулой
тг (<р) = т^,(4.3)
где т^—характеристика эффективности стабилизатора, численно равная изменению коэффициента продольного момента mz при отклонении стабилизатора на 1 град.
С учетом формул (4.2) и (4.3) выражение (4.1) для коэффициента mz может быть представлено в виде
тг = mZg + ^Т — л^) Су + т^.(4.1')
Рис. 4.5. Зависимость коэффициента продольного момента mz от С„ и угла отклонения стабилизатора
Примерные зависимости коэффициента mz от Су для различных значений угла отклонения стабилизатора изображены на рис. 4.5.
Разность хТ— Хр= m,S определяет наклон зависимости mz(Cy), который при заданном расположении центра тяжести хт определяется положением фокуса xF. Смещение фокуса назад (увеличение координаты xF) эквивалентно увеличению отрицательного наклона кривой mz(Cy), т. е. более интенсивному отрицательному приращению продольного момента М2 с ростом подъемной силы У.
При установившемся прямолинейном полете, чтобы сбалансировать самолет (обеспечить равенство mz=0), как это следует из формулы (4.1'), необходимо отклонить стабилизатор на угол
-Zo \ f! У • (4.4)
Как следует из этого соотношения, потребный для балансировки самолета на заданном Су угол отклонения стабилизатора ср зависит от величины хТ — 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 подвесок) и от числа М.
При переходе от дозвуковых скоростей полета к сверхзвуковым фокус отдельных частей самолета (крыла, горизонтального оперения и фюзеляжа) из-за изменения характера распределения давления по их поверхности смещается назад.
Рис. 4.6. Изменение картины распределения давления на профиле крыла при изменении угла атакиРис. 4.6. Изменение картины распределения давления на профиле крыла при изменении угла атаки
Рис. 4.6. Изменение картины распределения давления на профиле крыла при изменении угла атаки
Рис. 4.6. Изменение картины распределения давления на профиле крыла при изменении угла атаки
Так, из сравнение распределения давления (зависимость коэффициента давления p=f(x) по профилю крыла при малых дозвуковых 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 фокус 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 xF от числа М полета для стреловидного крыла малого удлинения показан на рис. 4.7. В области чисел М^0,854-0,9 в пределах плавного обтекания положение фокуса практически не изменяется.
У крыльев малой стреловидности и достаточно большого удлинения, например при крайнем переднем положении поворотной части крыла переменной стреловидности (хк= 154-30°), на больших дозвуковых числах М полета возможно некоторое смещение фокуса вперед (рис. 4.8). Это смещение объясняется несимметричным перераспределением давления на верхней и нижней поверх- 124
ностях таких крыльев (рис. 1.16) из-за образования местных сверхзвуковых зон, заканчивающихся скачками уплотнения.
Минимальным относительным смещением фокуса назад при переходе к сверхзвуковым скоростям обладают крылья, имеющие форму, близкую к треугольной.
Рис. 4.7. Влияние числа М полета на положение фокуса стреловидного крылаРис. 4.7. Влияние числа М полета на положение фокуса стреловидного крылаРис. 4.8. Влияние числа М полета на положение фокуса прямоугольного крылаРис. 4.8. Влияние числа М полета на положение фокуса прямоугольного крыла
Рис. 4.7. Влияние числа М полета на положение фокуса стреловидного крыла
Рис. 4.7. Влияние числа М полета на положение фокуса стреловидного крыла
Рис. 4.8. Влияние числа М полета на положение фокуса прямоугольного крыла
Рис. 4.8. Влияние числа М полета на положение фокуса прямоугольного крыла
Горизонтальное оперение, расположенное за крылом, вызывает смещение аэродинамического фокуса назад, и тем сильнее, чем большей эффективностью оно обладает. Эффективность горизон-
Рис. 4.9. Взаимное расположение горизонтального оперения и областей максимальных скосов потока и максимального торможения за крыломРис. 4.9. Взаимное расположение горизонтального оперения и областей максимальных скосов потока и максимального торможения за крылом
Рис. 4.9. Взаимное расположение горизонтального оперения и областей максимальных скосов потока и максимального торможения за крылом
Рис. 4.9. Взаимное расположение горизонтального оперения и областей 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 скосов потока располагается примерно в плоскости вихревого следа за крылом (рис. 4.9), а зона максимального торможения — между плоскостью вихревого следа и плоскостью крыла. При изменении
Рис. 4.10. Влияние угла атаки на распределение нагрузки по размаху крылаРис. 4.10. Влияние угла атаки на распределение нагрузки по размаху крыла
Рис. 4.10. Влияние угла атаки на распределение нагрузки по размаху крыла
Рис. 4.10. Влияние угла атаки на распределение нагрузки по размаху крыла
угла атаки меняют свое положение плоскость вихревого следа и зона максимального торможения потока. Зная расположение вих
ревого следа и зоны максимального торможения потока при различных углах атаки и углы атаки, на которых необходимо обеспечить высокую эффективность оперения, можно подобрать и опти
мальное расположение оперения по высоте. При этом для различных самолетов углы атаки и соответствующее им оптимальное расположение оперения могут быть различными. У самолетов со стреловидными и треугольными крыльями предпочитают устанавливать горизонтальное оперение в плоскости крыла или ниже.
У крыльев с большой стреловидностью по передней кромке при увеличении угла атаки, начиная с некоторых сравнительно небольших углов (иногда с 6—8°), развивается ■ срыв потока с
верхней поверхности концевой части крыла (концевой срыв). Причиной концевого
срыва, с одной стороны, является более быстрый рост коэффициентов подъемной силы С^ концевых сечений крыла при
увеличении угла атаки (рис. 4.10) по сравнению с корневыми сечениями, а следовательно, и более раннее достижение таких значений 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 крыла. А более толстый пограничный слой менее устойчив, и его отрыв происходит при существенно меньших значениях коэффициента подъемной силы сечения крыла ^.Уменьшение размеров хорд концевых сечений у крыла с сужением (если таковое имеется) также способствует более раннему отрыву пограничного, слоя.
Итак, у стреловидных крыльев местные значения коэффициента подъемной силы Су с. возрастанием угла атаки быстрее увеличиваются в концевых сечениях крыла (рис. 4.10), а предельные значения С', , которые могут быть достигнуты до начала отрыва,
в концевых сечениях меньше, чем в корневых.
12Q
При наличии концевого срыва подъемная сила концевых селений крыла либо уменьшается, либо не возрастает при дальнейшем увеличении угла атаки, что приводит к смещению фокуса крыла и всего самолета вперед. Зависимость коэффициента момента mz от Су при данном фиксированном положении рулей становится более пологой (рис. 4.11). Происходит, как говорят, «выполаживание» кривой.
Рис. 4.11. Зависимость коэффициента тг от Сн для стреловидного крылаРис. 4.11. Зависимость коэффициента тг от Сн для стреловидного крылаРис. 4.12. Изменения в распределении Су иС^ по размаху крыла, предотвращающие срыв потока в коицевых сечениях крылаРис. 4.12. Изменения в распределении Су иС^ по размаху крыла, предотвращающие срыв потока в коицевых сечениях крыла
Рис. 4.11. Зависимость коэффициента тг от Сн для стреловидного крыла
Рис. 4.11. Зависимость коэффициента тг от Сн для стреловидного крыла
Рис. 4.12. Изменения в распределении Су иС^ по размаху крыла, предотвращающие срыв потока в коицевых сечениях крыла
Рис. 4.12. Изменения в распределении Су иС^ по размаху крыла, предотвращающие срыв потока в коицевых сечениях крыла
Величина смещения фокуса вперед вследствие концевого срыва зависит от стреловидности и сужения крыла. Так, падение подъемной силы концевых сечений стреловидного крыла без сужения вызывает более сильное смещение фокуса вперед, чем у треугольного крыла (крыла с большим сужением), концевые части которого ввиду их малой площади создают небольшую подъемную силу.
Для ликвидации или уменьшения интенсивности срыва на концах стреловидных крыльев при их компоновке применяются различные 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 крыла профилей, обладающих большими значениями С , отгиб нос- "отр
ков крыла, постановка предкрылков и т. п. Постановка различных аэродинамических гребней и перегородок, препятствующих тангенциальным течениям воздуха в пограничном слое и, следова-
тельно, его набуханию (утолщению) у конца крыла также способствует увеличению С и критического угла атаки а*р его концевых сечений. Возможны также и другие способы повышения
устойчивости пограничного слоя к вблизи передней кромки концевыхустойчивости пограничного слоя к вблизи передней кромки концевыхотрыву, например сдув потока сечений крыла и ряд других.
устойчивости пограничного слоя к вблизи передней кромки концевых
устойчивости пограничного слоя к вблизи передней кромки концевых
Рис. 4.13. Влияние стреловидности поворотной части крыла на положение фокуса самолетаРис. 4.13. Влияние стреловидности поворотной части крыла на положение фокуса самолетаУ самолета с крылом изменяемой стреловидности положение фокуса зависит от угла стреловидности Хк поворотной части крыла. С увеличением угла стреловидности вследствие механического перемещения несущей поверхности назад фокус крыла, а следовательно, и самолета в целом смещается назад (рис. 4.13). Величина этого смещения зависит от относительной длины поворотной части крыла. Чем больше относительная длина по
Рис. 4.13. Влияние стреловидности поворотной части крыла на положение фокуса самолета
Рис. 4.13. Влияние стреловидности поворотной части крыла на положение фокуса самолета
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 линия на рис. 4.13). Поэтому характеристика/^ = xF — хт, определяющая наклон моментной кривой, при изменении х меняется не столь интенсивно (нижняя кривая на рис. 4.13).
Моменты рыскания и крена
Рис. 4.14. Силы и моменты, действующие на самолет при полете со скольжениемРис. 4.14. Силы и моменты, действующие на самолет при полете со скольжениемПри скольжении с некоторым углом р (рис. 4.14) появляется боковая аэродинамическая сила Z, приложенная в центре давления (в боковом фокусе), который обычно располагается выше (у?>0) и позади (х>0) центра тяжести. Поскольку боковой фокус не совпадает с центром тяжести, появление боковой аэро
Рис. 4.14. Силы и моменты, действующие на самолет при полете со скольжением
Рис. 4.14. Силы и моменты, действующие на самолет при полете со скольжением
динамической силы Z=CzS-^r- сопровождается одновременным возникновением моментов крена Мх = mxSl--и рыскания Му =
= mySl-^- . Коэффициенты боковой аэродинамической силы Сг и моментов тх и ту зависят от угла скольжения и отклонения органов управления. При малых значениях угла р, при которых со- 128
храняется безотрывность обтекания, коэффициенты Сх, тх и ту линейно зависят от угла скольжения р (рис. 4.15):
Сг = С^; ту = т^\ тх = т^.
Здесь СР, т^, т^—характеристики коэффициентов С2, ти и тх, численно равные изменению этих коэффициентов при изменении угла скольжения р на 1 град.
Рис. 4.15. Влияние угла скольжения на коэффициенты Сг, тх и тиРис. 4.15. Влияние угла скольжения на коэффициенты Сг, тх и ти
Рис. 4.15. Влияние угла скольжения на коэффициенты Сг, тх и ти
Рис. 4.15. Влияние угла скольжения на коэффициенты Сг, тх и ти
Рис. 4.16. Влияние стреловидности крыла на коэффициент момента кренаРис. 4.16. Влияние стреловидности крыла на коэффициент момента крена
Рис. 4.16. Влияние стреловидности крыла на коэффициент момента крена
Рис. 4.16. Влияние стреловидности крыла на коэффициент момента крена
Характеристики т? и т\, определяющие наклоны моментных диаграмм my=f^ и mx=f^)> зависят от конфигурации отдельных 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 щ^ сильно зависит от угла стреловидности крыла. С увеличением угла стреловидности крыла увеличивается отрицательный наклон кривой ^ж=/(Р) (рис. 4.16). Это объясняется тем, что при скольжении фактические углы стреловидности правого и левого полукрыльев (рис. 4.17) будут различными. Так, при скольжении на правое полукрыло (^>0) угол
стреловидности правого полукрыла Хпр = Х—₽> а угол стреловидности левого полукрыла Хлев = х + р. Подъецная сила крыла увеличивается с уменьшением его стреловидности. Следовательно, подъемная сила правого полукрыла Упр (рис. 4.17) при ^>0 будет больше, чем подъемная сила левого полукрыла Улев- Вследствие разности подъемных сил Упр—Улев возникает момент крена Л4ж<0, величина которого примерно пропорциональна sinx.
Момент крена при скольжении с заданным углом р существенно возрастает при увеличении угла атаки (рис. 4.18), так как при
этом увеличивается разность подъемных сил правого и левого полукрыльев. Ввиду этого у самолетов со стреловидными и треугольными крыльями при скольжении могут возникнуть излишне большие моменты крена, что нежелательно. Использование отрицательного поперечного V крыла (рис. 4.19) позволяет уменьшить кренящие моменты, возникающие при скольжении самолета. В
№
Рис. 4.17. Влияние стреловидности кры- Рис. 4.18. Влияние угла атаки ла на момент кренана момент крена, возникающий
при скольжении
этом случае при наличии скольжения на крыло действует дополнительный момент крена М > 0, направленный в сторону скольжения. Зависимость tns = f^') при наличии отрицательного V крыла (ср<0) становится более пологой.
Величина момента рыскания при данном угле скольжения (характеристика т^ определяется в основном площадью и расположением вертикального оперения, а также-формой фюзеляжа. У некоторых современных самолетов из-за длинной носовой части фюзеляжа возникает большой дестабилизирующий момент рыскания. При ограниченных по конструктивным соображениям площади вертикального оперения и его плече до центра тяжести самолета стабилизирующий путевой момент, создаваемый вертикальным 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 характеристики т^ 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 момент крена
Рис. 4.20. Влияние числа М полета на характеристики С,* т^ и т^
сительно продольной оси самолета (только сверху), попадает в область 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 сверхзвуковых скоростях примерно в два раза выше эффективности той же площади оперения, расположенного сверху.
Постановка дополнительного нижнего киля (рис. 4.21) приводит не только к увеличению путевого стабилизирующего момента, но и к некоторому уменьшению момента крена, так как линия действия дополнительной поперечной силы нижнего киля ZH.K в этом случае проходит ниже центра тяжести самолета, вследствие чего при положительном £ возникает также и положительный момент крена Af^ к. Аналогичный эффект вызывает и постановка двухкилевого оперения вместо эквивалентного по эффективности в путевом отношении одиночного киля, так как при этом уменьшается плечо i/B.o поперечной силы ZB.O вертикального оперения до центра тяжести.
На рис. 4.20 кроме характеристики т^ показаны также зависимости характеристик СР и /Л.Р от числа М полета. Поскольку природа моментов крена и рыскания определяется в основном аэродинамическими силами, возникающими на крыле и оперении, качественный характер протекания зависимостей характеристик т^, т? и СР от числа М (рис- 4.20) будет похожим на зависимости С^ от числа М.
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 управления чаще всего используются интерцепторы, устанавли
AVuhmAVuhmРис. 4.22. Возникновение управляющей; силы вследствие отклонения интерцептораРис. 4.22. Возникновение управляющей; силы вследствие отклонения интерцептораваемые на верхних поверхностях крыла (рис. 4.22), и дифференциальный стабилизатор, половины которого отклоняются в противоположные стороны (так называемые «ножницы» стабилизатора).
AVuhm
AVuhm
Рис. 4.22. Возникновение управляющей; силы вследствие отклонения интерцептора
Рис. 4.22. Возникновение управляющей; силы вследствие отклонения интерцептора
Интерцептор — щиток, отклоняющийся вверх, вызывает повышение давления на участ-
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. Следует 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 изменяемой стреловидности, в сильной степени зависит от угла стреловидности поворотной части крыла хк, уменьшаясь с увеличением этого угла. При больших углах стреловидности (хк^60°) интерцептор практически не создает управляющих моментов. В этом случае поперечное управление самолетом осуществляется только за счет «ножниц» стабилизатора.
. Управляющий поперечный момент, который создает интерцептор, зависит от угла атаки. На углах атаки, при которых на верхней поверхности концевых сечений крыла возможен срыв потока, эффективность интерцептора может стать недостаточной, что может усложнить управление самолетом.
§ 4.3. ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ МОМЕНТЫ В КРИВОЛИНЕЙНОМ ПОЛЕТЕ
К таким моментам относятся демпфирующие, спиральные и гироскопические моменты.'
Демпфирующие моменты
Демпфирующие моменты появляются при вращении самолета вокруг центра тяжести. Причиной возникновения этих моментов является изменение условий обтекания самолета при его вращений, . ' -
В качестве примера рассмотрим, как возникает продольный демпфирующий момент. Предположим, что при выполнении какого-либо маневра самолет вращается вокруг центра тяжести с некоторой угловой скоростью coz. В результате вращения во всех точках самолета, удаленных от центра тяжести, появляются дополнительные скорости, величина которых зависит от места их расположения (рис. 4.23, где показана эпюра скоростей АЕу).
Рис. 4.23. Возникновение продольного демпфирующего момента
Так, например, у горизонтального оперения, удаленного от центра тяжести на расстояние Lr.o, дополнительная (средняя) скорость
Д1/= <о А 0.
Уг. О * 10
Если до вращения самолета горизонтальное оперение двигалось относительно воздушного потока со скоростью Ег.о- то дополнительная составляющая скорости Д^Уг , появляющаяся при вращении, вызывает изменение угла атаки горизонтального оперения на величину
ДУу„ 7
=(4.5)
' Г. ОУ г. о
Изменение угла атаки повлечет за собой соответствующее изменение подъемной силы горизонтального оперения:
рУ2
W,о)т-С;г(4.6) '
и его момента
(4.7)
Поскольку этот момент, как правило, всегда препятствует вращению самолета, его называют демпфирующим или тормозящим моментом. Подставив значения Ааг.о выражения (4.5) и (АУГ 0)ш равенства (4.6) в формулу (4.7), получим следующее выражение для определения продольного демпфирующего момента, создаваемого горизонтальным оперением:
где M“z =—О Sr.o^ р^-0. —изменение продольного момента горизонтального оперения, вызванное угловой скоростью тангажа о)г, равной одному радиану в секунду (1 рад/с).
Из формулы (4.7/) видно, что демпфирующий момент прямо пропорционален плотности воздуха и угловой скорости вращения ы2. Более сложна зависимость демпфирующего момента от скорости полета, так как при изменении скорости (числа М) изменяется С” .
уг.о
Кроме горизонтального оперения демпфирующий момент создается крылом и фюзеляжем. Поэтому суммарный продольный демпфирующий момент самолета в зависимости от его компоновки на 20—40% больше демпфирующего момента, создаваемого горизонтальным оперением: (ДЛ4г)ш ^ (1,2 -Н 1,4) (ДЛ1^г )т.
Чтобы получить коэффициент демпфирующего момента, разделим величину (ДЛ4г)т самолета на ^j- Sb. В результате получим
(^г)ш = —^= mz го>2.(4.8)
"2Sb
Если при вращении самолета вокруг центра тяжести изменяется угол атаки крыла, то вычисленный по формуле (4.7') демпфирующий момент, создаваемый горизонтальным оперением, будет несколько меньше фактического. Это объясняется тем, что формула (4.7') была получена в предположении установившегося (стационарного) обтекания крыла и горизонтального оперения, что справедливо при постоянном угле атаки крыла. Вращение самолета, сопровождающееся изменением угла атаки крыла, обусловливает появление дополнительного момента, препятствующего вращению, 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 переходе через скорость звука этот момент резко уменьшается, стремясь к нулю.
При вращении самолета вокруг нормальной оси Оух появляется демпфирующий момент рыскания, природа образования которого аналогична природе образования продольного демпфирующего момента.■
стично горизонтальным и вертикальнымстично горизонтальным и вертикальным“ж“жДажДажV *V *
стично горизонтальным и вертикальным
стично горизонтальным и вертикальным
“ж
“ж
Даж
Даж
V *
V *
Рассмотрим, как образуется демпфирующий момент крена, возникающий при вращении самолета вокруг продольной оси Охх. Величина этого момента в основном определяется крылом и ча
оперением.
Предположим, что самолет в исходном прямолинейном полете имеет вдоль размаха крыла симметрично распределенную аэродинамическую нагрузку (сплошная линия внизу на рис. 4.24,а). Посмотрим, как изменится эта нагрузка, если крыло будет вращаться вокруг продольной оси Ох\ с постоянной угловой скоростью крена сож. В этом случае крыло, самолета участвует в сложном движении. Кроме движения в направлении полета одно полукрыло перемещается по окружности вниз, другое — по окружности вверх. Сложив эти движения, получим результирующее дви- жение отдельных точек крыла по винтовой тра-
ектории. При таком движении у опускающегося полукрыла углы атаки увеличиваются, у поднимающегося — уменьшаются (рис. 4.24,6). Действительно, сложив скорость полета V с вертикальной скоростью (окружной скоростью) опускающегося полукрыла W^ 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 0^1 по абсолютной величине мало,
Окружная скорость AVy в любом . сечении крыла зависит от угловой скорости вращения сож и расстояния, на котором находится данное сечение от оси Oxj:
ДУу = шхг.
Таким образом, окружная скорость, а следовательно, и изменение 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 AVy и изменение угла атаки будут максимальными.
В результате изменения углов атаки аэродинамическая нагрузка вдоль размаха крыла изменится так, что у опускающегося полукрыла подъемная сила увеличится, а у поднимающегося уменьшится (штриховая линия на рис. 4.24, а). Такое изменение аэродинамической нагрузки вызовет демпфирующий момент крена, который при плавном обтекании крыла будет препятствовать вращению самолета.
Так как демпфирующий момент крена, как и продольный демпфирующий момент, прямо пропорционален угловой скорости вращения, то
(4.9)
Для получения коэффициента демпфирующего момента величину (Дг)т разделим на -^—Sl, где /—размах крыла. В результате получим *
(Wx)m = V2 = тх^х. ' (4.10) ' Vs1
Спиральные моменты
Спиральные моменты, как и демтфирующие моменты, -появляются при вращении самолета. Однако они действуют относительно оси, перпендикулярной к оси вращения. Так, при вращении самолета вокруг оси Оух с угловой скоростью соу возникает момент крена (Мх)т , действующий вокруг оси Охь у.
Появление этого момента объясняется тем, что при вращении самолета вокруг оси Оух изменяются местные скорости вдоль размаха крыла на величину AV^: у полукрыла, идущего вперед, скорость увеличивается, у полукрыла, идущего назад, скорость умень-
* В технических описаниях самолетов обычно приводится значение нет™-* , а тхх , где безразмерная угловая скорость шх = -~- численно равна изменению угла атаки (в радианах) в концевом сечении крыла при вращении самолета с угловой скоростью и>х. Зная значение пхх, величину тхх можно определить по соотношению
шается (рис. 4.25). Такое изменение скоростей сопровождается увеличением подъемной силы у полукрыла, идущего вперед, и уменьшением у полукрыла, идущего назад. Это приводит к появлению момента крена, стремящегося накренить самолет в сторону отстающего полукрыла. Посколь
ку этот момент способствует входу самолета в движение по спирали, его называют спиральным моментом крена.
Аналогичный момент, но существенно меньшей величины создает и горизонтальное оперение.
Кроме того, из рассмотрения рис. 4.25 видно, что при вращении самолета с угловой ско-
Рис. 4.25. Возникновение момента ' РО'Стью рыскания <оу вертикальное крена при вращении самолета вокруг оперение приобретает дополни- оси Одхтельную скорость А^. Последнее
обусловливает появление боковой аэродинамической силы на вертикальном оперении ZB.O и при несимметричном расположении вертикального оперения (выше продольной оси) создает момент крена того же знака, что и крыло.
Рис. 4.26. Возникновение момента рыскания при вращении самолета вокруг оси ОххРис. 4.26. Возникновение момента рыскания при вращении самолета вокруг оси Охх
Рис. 4.26. Возникновение момента рыскания при вращении самолета вокруг оси Охх
Рис. 4.26. Возникновение момента рыскания при вращении самолета вокруг оси Охх
Рассмотрим теперь появление спирального момента при вращении самолета вокруг продольной оси Oxv с угловой скоростью сож. При таком вращении, как это было показано выше, у опускающегося полукрыла углы атаки увеличиваются, у поднимающегося— уменьшаются. При увеличении угла атаки у опускающегося полукрыла полная аэродинамическая сила R не только увеличивается до величины R№ (рис. 4.26), но и отклоняется несколько вперед из-за увеличения подсасывающей силы. В про- 138
тивоположность этому у поднимающегося полукрыла полная аэродинамическая сила, уменьшающаяся до величины Rn, отклоняется назад из-за уменьшения подсасывающей силы. Вследствие этого эпюры, показывающие изменение вдоль размаха крыла полной аэродинамической силы R и ее составляющих АХ] на хорду крыла при вращении самолета с угловой скоростью крена сож, будут выглядеть так, как показано на рис. 4.26 штриховыми линиями. Видно, что у опускающегося полукрыла ,АХ] направлена вперед, у поднимающегося — назад.
Такое изменение составляющих АХ] вдоль размаха крыла и обусловливает появление спирального момента рыскания (^у)ш , стремящегося развернуть самолет в рассматриваемом на рис. 4.26 случае влево. На этот момент некоторое влияние оказывает изменение аэродинамической нагрузки на вертикальное оперение, вызванное вращением самолета вокруг продольной оси. Так, например, при несимметричном расположении вертикального оперения (только выше продольной оси ОХ]) появляется боковая аэродинамическая сила AZB.O (рис. 4.26), момент которой противодействует моменту, создаваемому крылом.
Влияние спиральных моментов крена и рыскания на поведение самолета тем больше, чем меньше скорость (больше угол атаки) 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.
Гироскопические моменты
Гироскопические моменты, как известно, появляются при изменении положения оси вращения тела. Происхождение этих моментов можно показать на следующем простом примере. Пусть две массы т1 и т2, соединенные стержнем, вращаются вокруг оси Ох с некоторой угловой скоростью ых (рис. 4.27,а). Попытаемся изменить положениеоси вращения, создав в момент прохождения стержнем горизонтального положения кратковременным импульсом угловую скорость соу. В результате этого масса т1 приобретет дополнительную скорость АГ], направленную вперед, а масса т^.— скорость А Иг, направленную назад. При дальнейшем вращении системы с угловой скоростью сож массы т- и т^, стремясь по инерции сохранить приобретенные скорости, создадут гироскопический момент Мгир, который при переходе из положения а в положение б (рис. 4.27, б) будет стремиться повернуть ось Ох вокруг оси Oz. Таким образом, гироскопический момент появляется 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 реактивного двигателя представляют собой большие гироскопы, установ-
ЛеннЫе йа Самолете. Такой гйроскоп, укрепленный нй самолете, имеет три степени свободы. Во-первых, он может вращаться вокруг собственной оси, которую обычно считают совпадающей со связанной осью Охь Во-вторых, гироскоп может вращаться вместе с самолетом вокруг взаимно перпендикулярных осей Оух и Ozx.
Рис. 4.27. Возникновение гироскопического момента
Величина гироскопического момента ро'тора двигателя определяется по формуле
•А4гир = 2р0)р0>,(4. И)
где Jp — момент инерции ротора двигателя;
<ор и «о — соответственно угловые скорости вращения собственно ротора двигателя и вращения самолета вокруг оси, не совпадающей с осью вращения ротора дви- •гателя.
Направление гироскопического момента удобно ' определить, воспользовавшись следующим мнемоническим правилом. Представим себя сидящими в кабине самолета. Плоскость вращения ротора двигателя изобразим окружностью, а направление вращения ротора — стрелками по окружности (рис. 4.28). Если из центра окружности провести одну стрелку (/) в направлении движения носа самолета при вращении с угловой скоростью шу, а другую (2) по касательной к окружности в направлении вращения ротора двигателя, то эта стрелка (2) покажет направление дополнительного (прецессионного) движения -носа самолета, вызв-анного действием гироскопического момента ТРД. Так, например, при левом вращении ротора двигателя и принудительном развороте носа самолета влево появится гироскопический (пикирующий) момент, который будет стремиться опустить нос самолета (рис. 4.28).
Самолет, вращающийся с некоторой угловой скоростью относительно одной из осей координат, также можно рассматривать 140
Рис. 4.28. Определение направления действия гироскопического момента ротора двигателяРис. 4.28. Определение направления действия гироскопического момента ротора двигателяпоявятся центробежныепоявятся центробежныеРис. 4.29. Появление продольного инерционного моментаРис. 4.29. Появление продольного инерционного момента
Рис. 4.28. Определение направления действия гироскопического момента ротора двигателя
Рис. 4.28. Определение направления действия гироскопического момента ротора двигателя
появятся центробежные
появятся центробежные
Рис. 4.29. Появление продольного инерционного момента
Рис. 4.29. Появление продольного инерционного момента
как некоторый гироскоп, который, сопротивляясь изменению положения оси вращения, создает гироскопический (инерционный) момент. В самом деле, представим распределение масс в самолете схематически в виде двух сосредоточенных масс, разнесенных
вдоль фюзеляжа (рис. 4.29). Предположим, что у самолета, вращающегося вокруг оси Охх с угловой скоростью (Ох, летчик «дачей» правой ноги (отклонением руля направления вправо) создал вращение самолета вокруг оси Оух с угловой скоростью Юу.
Одновременное вращение самолета с угловыми скоростями юх и юу эквивалентно вра
щению самолета вокруг некоторой оси а—а с угловой скоростью ю. Так как сосредото-
ченные массы тх и т2 расположены не на ' этой оси вращения,
силы Fx и F2. Они создадут относительно центра тяжести самолета инерционный (гироскопический) момент вокруг оси Огь ко-
торый, как это видно из рис. 4.29, стремится поднять нос самолета и увеличить угол атаки. Величина продольного (инерционного) момента Л4гин определяется следующим выражением:
Я = Ux — Л) о> а>(4.12)
^ИН X А у/ х у’X '
где ]х и Jy — моменты инерции относительно осей Охх и Оух, юл и о>у — угловые скорости вращения самолета относительно осей Охх и Оух.
Можно показать, что при вращении самолета вокруг оси, не совпадающей с одной из связанных осей, кроме продольного инер-
ционного момента возникают инерционные моменты рыскания и крена:'
^хии " Uy ^г) ^у^г'^хии " Uy ^г) ^у^г'(4.13)(4.14)(4.13)(4.14)
^хии " Uy ^г) ^у^г'
^хии " Uy ^г) ^у^г'
(4.13)
(4.14)
(4.13)
(4.14)
Как видно, инерционные моменты пропорциональны произведению угловых скоростей на разность моментов инерции: Jx—7У, 7Z—Jx и Jy—7Z. В отличие от восстанавливающих (стабилизирующих) моментов, обеспечивающих возвращение самолета к исходному режиму полета, инерционные моменты являются дестабилизирующими. стремящимися увести самолет от заданного режима полета.
ГЛАВА 5
ПРОДОЛЬНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ
ФИЗИЧЕСКАЯ ПРИРОДА РАЗВИТИЯ ПРОДОЛЬНОГО ДВИЖЕНИЯ
Прежде чем приступить к рассмотрению характеристик продольной устойчивости и управляемости самолета, обратим внимание на одно важное свойство самолета, связанное с законом изменения аэродинамических сил и моментов, действующих на него.
Как известно, эти силы и моменты пропорциональны их коэффициентам и скоростному напору. Так, например, подъемная сила К= CyS -^— пропорциональна коэффициенту Су. Величина этого коэффициента определяется главным образом значением угла атаки. Величина же скоростного напора на данной высоте полета зависит только от скорости полета. Поэтому для суждения об изменении аэродинамических сил и моментов при нарушении равновесия необходимо знать, как изменяется угол атаки а и скорость V.
Самолеты сравнительно быстро изменяют угол атаки и медленно скорость. Так, например, при выполнении какого-либо маневра самолет способен за первую секунду увеличить угол атаки в несколько раз, в то время как скорость за это время практически не успевает измениться. Следовательно, в первые несколько секунд после нарушения равновесия необходимо обращать внимание главным образом на изменение угла атаки. Скорость при этом можно считать практически постоянной. Лишь с течением времени она начнет изменяться, при этом в зависимости от колебаний скорости угол атаки также может меняться, но его изменение будет играть уже второстепенную роль.
Отмеченное можно проследить на примере реакции самолета на отклонение стабилизатора. На рис. 5.1 показано изменение основных параметров движения самолета для рассматриваемого случая.
Выполняя установившийся горизонтальный полет, летчик быстрым взятием ручки на себя отклонил стабилизатор на некоторую малую величину Atp (точка О на рис. 5.1) Возникший кабрирую-
Рис. 5.1. Изменение параметров продольного движения при отклонении стабилизатора
щий момент AAfz, равный VH»A<p, вызовет вращение самолета вокруг поперечной оси Oz, и'увеличение угла атаки а. Через некоторое время самолет приобретет какое-то установившееся значение угла атаки (Аа)уст. Это приведет к росту подъемной силы У, которая станет больше силы тяжести G на величину АУ (точка / на рис. 5.1). В результате этого самолет, искривляя траекторию, перейдет в набор высоты. Поскольку положение рычага управления 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 АУ станет равным нулю. Угол тангажа 8 в данной точке будет максимальным. Вследствие наличия вертикальной скорости в этой точке самолет будет продолжать набирать высоту и уменьшать скорость. При неизменном положении стабилизатора это приведет 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 искривлением траектории вверх. ■
Совершив слабо затухающие колебания высоты и скорости, самолет в конце концов сбалансируется на некоторых установившихся значениях скорости ДУуст и высоты ДЯуст. Из рассмотрения изменения параметров движения, показанного на рис. 5.1, можно прийти к выводу, что общее продольное движение можно разделить 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, проявляющееся в дальнейшем, когда медленное вращение относительно оси Oz] позволяет в каждый момент времени считать самолет сбалансированным по моментам.
Первую составляющую движения будем называть малым или короткопериодическим движением, вторую — большим или длиннопериодическим 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 устойчивостью по скорости. Устойчивость по перегрузке является важнейшей характеристикой, определяющей пилотажные свойства самолета. ,
УСТОЙЧИВОСТЬ ПО ПЕРЕГРУЗКЕ
Самолет называется устойчивым по перегрузке, если самостоятельно, без вмешательства летчика стремится сохранить перегрузку исходного режима полета. Такое название этому виду ус-
тойчивости дано потому, что при постоянной скорости увеличение или уменьшение угла атаки сопровождается изменением подъемной силы, а следовательно, и перегрузки/гу =-д-.Для лучшего понимания устойчивости по перегрузке рассмотрим, как она проявляется.
Рис. 5.2. Развитие малого продольного движенияРис. 5.2. Развитие малого продольного движения
Рис. 5.2. Развитие малого продольного движения
Рис. 5.2. Развитие малого продольного движения
А а .А а .Рис. 5.3. Изменение угла атаки в процессе малого продольного движенияРис. 5.3. Изменение угла атаки в процессе малого продольного движенияПредположим, что в результате воздействия какой-либо возмущающей причины (например, входа в восходящий поток) у самолета, летящего прямолинейно, увеличился угол атаки на величину Аа. Это приведет к увеличению подъемной силы, а значит, и перегрузки на величину Л/г = ДУ.
А а .
А а .
Рис. 5.3. Изменение угла атаки в процессе малого продольного движения
Рис. 5.3. Изменение угла атаки в процессе малого продольного движения
фокуса с центром тяжестифокуса с центром тяжести= -Q-. Прирост подъемной силы АУ, приложенный в фокусе, оказывает двоякое воздействие на самолет: во-первых, он вызывает поступательное перемещение самолета вверх с некоторым ускорением, одинаковым для всех частей самолета, во-вторых, из-за несовпадения аэродинамического возникает продольный момент
фокуса с центром тяжести
фокуса с центром тяжести
АМ2 = АУ(хт—Xf). Этот момент при расположении центра тяжести впереди фокуса (рис. 5.2) обусловливает ускоренное вращение самолета вокруг центра тяжести на пикирование.
В результате сложения этих движений самолет, искривляя траекторию вверх, будет опускать нос и уменьшать угол атаки. В точке 1 он вернется к исходному углу атаки (Аа = 0)—прирост подъемной силы АУ станет равным нулю. Но в 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 подъемной силы АУ, направленный вниз. Сначала он будет способствовать 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 поток.
Поскольку начальный импульс на возвращение самолета к исходной перегрузке (углу атаки) определяется взаимным расположением центра тяжести и фокуса, то для того, чтобы самолет был устойчив по перегрузке, необходимо, чтобы центр тяжести находился впереди фокуса. Таким образом, должно удовлетворяться следующее условие:
(5.1)(5.1)mS = хт — xF<;0.
(5.1)
(5.1)
Строго говоря, на устойчивость по перегрузке оказывает некоторое влияние и динамика движения самолета. При этом чем больше демпфирующий момент, тем больше при прочих равных условиях будет и устойчивость по перегрузке. Как известно, демпфирующий момент, препятствуя вращению самолета как при отклонении угла атаки от исходного значения, так и при возвращении к исходному положению, вызывает затухание возникающих колебаний. 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, обусловленного, например, изменением угла атаки, самолет начнет искривлять траекторию движения. Если бы при искривлении траектории направление продольной оси самолета оставалось неизменным, то при отклонении траектории вверх угол атаки стал бы уменьшаться, а при отклонении вниз — увеличиваться. Это значит, что само искривление траектории способствует возвращению самолета к исходному углу атаки, т. е. к повышению устойчивости по перегрузке. Чем больше демпфирующий момент, тем меньше при искривлении траектории движения будет поворачиваться продольная ось самолета, а следовательно, тем большей устойчивостью
по перегрузке обладает самолет.
Влияние демпфирующего момента на устойчивость по перегруз,. m72m
ке может быть оценено величиной —— , где Р = _^у —относи
тельная массовая плотность самолета . Так, например, для самолета МиГ-21 при полете на высоте 2 км (р«0,1) с весом 9200 кгс
относительная массовая плотность составит
2-92002-9200Р-" 9,81-0,1.23.5-4Р-" 9,81-0,1.23.5-4= 200.= 200.
2-9200
2-9200
Р-" 9,81-0,1.23.5-4
Р-" 9,81-0,1.23.5-4
= 200.
= 200.
При числе М полета, равном 0,7, для рассматриваемого самолета т^ — — 2,0. Тогда
что эквивалентно смещению фокуса самолета назад на 1% САХ. Степень устойчивости по перегрузке, которую иногда обозначают ап, с учетом динамики движения (демпфирования) определяется следующим выражением: --
o„ = ^T-^ + -f-.(5.2)
Г
У современных сверхзвуковых маневренных самолетов, имеющих большую массовую плотность р и сравнительно слабое естественное демпфирование т”2 .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 взаимным расположением центра тяжести и фокуса. Расстояние между фокусом и центром тяжести иногда называют запасом устойчивости, определяя этим термином расстояние, на которое нужно переместить 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 равновесия, не проявляет тенденции ни к возвращению к исходной перегрузке, ни к дальнейшему отходу от нее. Дальнейшее перемещение центра тяжести назад, за нейтральную центровку, приведет к появлению неустойчивости по перегрузке. В этом случае при увеличении угла атаки возникнет кабрирующий момент, а при уменьшении — пикирующий. Каждый будет стремиться еще больше отклонить самолет от исходного режима полета.
ВЛИЯНИЕ РАЗЛИЧНЫХ ФАКТОРОВ НА УСТОЙЧИВОСТЬПО ПЕРЕГРУЗКЕ
Выше было показано, что устойчивость по перегрузке может изменяться при изменении положения центра тяжести или фокуса самолета.
Изменение положения центра тяжести в полете связано с выработкой топлива, расходованием боекомплекта, сбрасыванием
*_Под нейтральной центровкой, Строго говоря, понимают величину хр —
-—. т. е. положение фокуса, определенное с учетом динамики движения самолета.
148
Грузов, Изменением угла стреловидности Крь1ла и т. й. и обычно задается центровочным графиком.
Чем меньше изменяется центровка самолета, тем меньшие изменения при данном положении фокуса претерпевают устойчивость по перегрузке и характеристики управляемости. Поэтому для уменьшения изменения устойчивости по перегрузке сбрасываемые -в полете грузы располагают вблизи центра тяжести, топливные баки размещают как впереди, так и позади центра тяжести и соответствующей программой выработки топлива обеспечивают минимум изменения центровки (минимум изменения устойчивости по перегрузке).
Положение фокуса самолета данной компоновки в основном зависит от режима полета: числа М, угла атаки айв некоторой степени от скоростного напора при данном числе М (т. е. от высоты полета).
Как было показано в главе 4, влияние числа М полета проявляется наиболее сильно при переходе через скорость, равную скорости звука, вызывая при перестройке обтекания от дозвукового к сверхзвуковому интенсивное перемещение фокуса назад. Вследствие 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 устойчивость по перегрузке проявляется только на больших углах атаки, когда возникает срывное обтекание, и зависит от аэродинамической компоновки самолета. Наиболее значительное уменьшение устойчивости по перегрузке на больших углах атаки может наблюдаться у самолетов со стреловидными крыльями. В некоторых случаях выход на большие углы атаки у таких самолетов может сопровождаться полной потерей устойчивости по перегрузке, 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 современных самолетов, летающих с большими приборными скоростями, это влияние может быть весьма значительным, особенно у самолетов с тонкими стреловидными крыльями.
Если у прямого крыла при его деформации угол атаки изменяется только в результате кручения, то у стреловидного крыла он меняется еще и в результате изгиба. Убедимся в этом. Пусть на стреловидное крыло избегает воздушный поток со скоростью V (рис. 5.4). Выделим вдоль его размаха два сечения /—2 и 3—4, параллельные направлению скорости V. Под действием аэродинамической нагрузки стреловидное крыло деформируется так же, как и прямое: происходит изгиб оси жесткости и закрутка сечений крыла относительно оси жесткости. При этом ось жесткости, поворачиваясь относительно некоторой оси 0—О, перпендикулярной к оси жесткости, деформируется, как показано на рис. 5.4.
Так как точки 2 и 4 выбранных сечений находятся на большем расстоянии от оси 0—0, чем соответствующие точки 1 к 3 этих сечеиий, то при изгибе' стреловидного крыла они перемещаются по вертикали также на большие расстояния. Это видно на рис. 5.4 по расположению точек 1', 2', 3' и 4', соответствующих деформированной оси жесткости. Очевидно, что различная величина
перемещения 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. '
Рис. 5.4. Изменение аэродинамической нагрузки вдоль размаха стреловидного крыла, вызванное его деформациейРис. 5.4. Изменение аэродинамической нагрузки вдоль размаха стреловидного крыла, вызванное его деформацией
Рис. 5.4. Изменение аэродинамической нагрузки вдоль размаха стреловидного крыла, вызванное его деформацией
Рис. 5.4. Изменение аэродинамической нагрузки вдоль размаха стреловидного крыла, вызванное его деформацией
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 дозвуковых скоростях полета центр давления обычно располагается впереди центра
Рис. 5.5. Изменение аэродинамической нагрузки иа оперении, вызванное деформацией фюзеляжаРис. 5.5. Изменение аэродинамической нагрузки иа оперении, вызванное деформацией фюзеляжажесткости, вследствие чего деформации изгиба и кручения оказывают противоположное влияние на изменение угла атаки. У самолетов, имеющих угол стреловидности крыла % >30-ь40°, влияние деформации изгиба на изменение угла атаки обычно превалирует над деформациями кручения.
Рис. 5.5. Изменение аэродинамической нагрузки иа оперении, вызванное деформацией фюзеляжа
Рис. 5.5. Изменение аэродинамической нагрузки иа оперении, вызванное деформацией фюзеляжа
На сверхзвуковых скоростях полета центр давления крыла обычно располагается позади его центра жесткости, вследствие чего как изгиб, так и кручение вызывают уменьшение угла атаки
на большем удалении от плоскостина большем удалении от плоскостивдоль размаха крыла, и тем сильнее, чем симметрии расположено выбранное сечение
на большем удалении от плоскости
на большем удалении от плоскости
крыла.
Изменение углов атаки, вызванное упругими деформациями стреловидного крыла, сопровождается перераспределением нагрузки вдоль размаха. В концевых 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 результате разгружения концевых сечений фокус стреловидного крыла перемещается вперед, что приводит к уменьшению устойчивости по перегрузке.
Горизонтальное оперение является небольшим крылом, поэтому проведенный анализ влияния .деформации крыла относится и к оперению. Кроме того, на подъемную силу горизонтального оперения и продольный момент, создаваемый им, большое влияние оказывают деформации Дюзеляжа. Допустим, что под действием какого-либо возмущения произошло увеличение угла атаки горизонтального оперения на величину Даг. о. Если бы фюзеляж и оперение ие деформировались, то у горизонтального оперения появился бы прирост подъемной силы АУг. о (рис. 5.5). Однако вследствие изгиба фюзеляжа угол атаки горизонтального оперения уменьшается на величину "Да, что вызывает дополнительное из-
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 (Я1 = 15 000 м) и штриховую (Я2 = 5 000 м) линии, показанные на рис? 5.6. Раз
Н^гёРООм
НАБОРОМ
0,5 0,75 /,0 f,25 М0,5 0,75 /,0 f,25 МРис. 5.6. Влияние числа М н высоты полета на положение аэродинамического фокусаРис. 5.6. Влияние числа М н высоты полета на положение аэродинамического фокусаница между этими кривыми определяет смещение фокуса самолета, обусловленное упругими деформациями.
0,5 0,75 /,0 f,25 М
0,5 0,75 /,0 f,25 М
Рис. 5.6. Влияние числа М н высоты полета на положение аэродинамического фокуса
Рис. 5.6. Влияние числа М н высоты полета на положение аэродинамического фокуса
На устойчивость по перегрузке заметное влияние может оказать изменение угла стреловидности крыла в полете. Как было показано в главе 4 (рис. 4.13), при
изменении угла стреловидности одновременно меняют свое положение фокус и центр тяжести самолета. В результате этого при увеличении угла стреловидности до ^ = 40 4-50° устойчивость по пере-
грузке возрастает, а при дальнейшем увеличении угла стреловид
ности несколько уменьшается.
СВЯЗЬ УПРАВЛЯЕМОСТИ С УСТОЙЧИВОСТЬЮ ПО ПЕРЕГРУЗКЕ
Если самолет устойчив по перегрузке, то для изменения угла атаки необходимо преодолеть собственное свойство самолета сохранять перегрузку. Для этого следует, приложив усилие к ручке управления \РВ, отклонить ручку' и руль высоты (стабилизатор) на величины Ахв и Аср. В результате появится неуравновешенный момент Л4?Дф и самолет начнет изменять угол атаки и перегрузку. Если самолет устойчив по перегрузке, он сам сбалансируется на новом значении перегрузки, соответствующем отклонению стабилизатора.
от нового установившегосяот нового установившегосяТпТпРис. 5.7. Изменение перегрузкипри ступенчатом отклонениистабилизатораРис. 5.7. Изменение перегрузкипри ступенчатом отклонениистабилизатораДинамические свойства устойчивого по перегрузке самолета таковы, что переход на новую перегрузку осуществляется, как правило, по периодическому закону. В процессе этого перехода самолет совершает затухающее колебательное движение, отклоняясь значения перегрузки (лу)уст то в одну,
от нового установившегося
от нового установившегося
Тп
Тп
Рис. 5.7. Изменение перегрузкипри ступенчатом отклонениистабилизатора
Рис. 5.7. Изменение перегрузкипри ступенчатом отклонениистабилизатора
то в другую сторону (рис. 5.7). Чем меньше продольный демпфирующий момент и больше устойчивость по перегрузке, тем все большими забросами (выбросами) перегрузки сопровождается переходный процесс с одной перегрузки на другую и тем медленнее затухают колебания. Под забросами (Д/гу)заб понимаются максимальные значения динамических ошибок, определяемых как раз-
ность между текущим значением •перегрузки и ее новым установившимся значением. Чем меньше период колебаний Тп, тем летчику труднее парировать возникающие колебания.
Теория и практика показывают, что с увеличением устойчиво'
сти по перегрузке а„, с ростом скорости и уменьшением высоты полета период колебаний уменьшается. У современных самолетов период колебаний сравнительно невелик и в среднем составляет Гп=1ч-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 АРв и отклонения ручки Ахв и стабилизатора Дер, потребные для перехода самолета на новую перегрузку (nJ ст, на величину ус
Д^В(ДПу)уСТД^В(ДПу)уСТтановившегося прироста перегрузки (Дпу)уст, получим градиент
Д^В(ДПу)уСТ
Д^В(ДПу)уСТ
а также градиенты от-а также градиенты от-усилия по перегрузке Рду =
а также градиенты от-
а также градиенты от-
клонений ручки Х^ =клонений ручки Х^ =(ДПу)уст(ДПу)усти стабилизатора ф”у = (Д/^)— по
клонений ручки Х^ =
клонений ручки Х^ =
(ДПу)уст
(ДПу)уст
перегрузке. Эти градиенты являются важными характеристиками управляемости самолета. Наиболее надежно их величины определяются при летных испытаниях самолета.
Градиент отклонения стабилизатора по перегрузке ф"у численно равен отклонению стабилизатора, необходимому для изменения перегрузки на единицу. Он определяется следующим выражением:
с^У= -с^У= -mt ^Уг.'п’mt ^Уг.'п’(5.3)(5.3)
с^У= -
с^У= -
mt ^Уг.'п’
mt ^Уг.'п’
(5.3)
(5.3)
где СУг 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 СУг (меньшей скорости) осуществляется исходный горизонтальный полет,- чем большей устойчивостью по перегрузке ап и меньшей эффективностью стабилизатора пг'^ обладает самолет. ' ■
При ап = —0,1, /nJ =—0,01 и СУг п = 0,1 градиент <р”у =—Г. Это значит, что в рассматриваемом случае для изменения перегрузки на единицу (Апу=1) стабилизатор необходимо отклонить на Аср = — Г. '
Если бы при перемене числа М полета устойчивость по перегрузке аи и эффективность стабилизатора /nJ оставались неизменными, градиент ф”у менялся бы пропорционально ^уг п (штриховая линия на рис. 5.8). Однако при переходе на сверхзвуковые скорости растет устойчивость по перегрузке и падает эффектиа- 152
йостЬ стабилизатора, в результате чего градиент отклонения стабилизатора по перегрузке ^пу изменяется так, как показано на рис. 5.8 сплошной линией.
Градиент у у в летном диапазоне скоростей и высот полета изменяется в широких пределах (в 20—30 раз). Минимальное
значение градиент ^"у имеет при полете на больших дозвуковых скоростях у земли, где он равен — (0,3-0,5°).
Зная градиент ?"у, зависимость отклонения стабилизатора от перемещения ручки, характеризуемую передаточным числом Кв, и характеристику жесткости загрузочного механизма Св, можно найти градиенты отклонения
Рис. 5.8. Зависимость градиента у "у от числа М полетаРис. 5.8. Зависимость градиента у "у от числа М полетапо перегрузке по следующимпо перегрузке по следующимЛ.Л.(5.4)(5.4)ручки х"у и усилия на ручке P'S формулам:
Рис. 5.8. Зависимость градиента у "у от числа М полета
Рис. 5.8. Зависимость градиента у "у от числа М полета
по перегрузке по следующим
по перегрузке по следующим
Л.
Л.
(5.4)
(5.4)
(5.5)(5.5)
(5.5)
(5.5)
Под градиентами отклонения ручки и усилия на ней по перегрузке понимают отклонение ручки и усилие, которое необходимо дополнительно приложить к ней, чтобы изменить перегрузку на единицу.
При постоянных коэффициентах Кв и Св градиенты х"у и P'S изменялись бы так же, как и градиент у "у (рис. 5.8). В этом случае на больших дозвуковых скоростях полета самолет был бы излишне «легким» в управлении, требуя для изменения перегрузки малых перемещений ручки и небольших усилий на ней, на малых дозвуковых и сверхзвуковых скоростях он был бы «тяжелым» в управлении.
В первом случае самолет будет очень чувствительным к изменению усилия на ручке и к ее перемещению, будет легко изменять угол атаки и перегрузку, вследствие чего летчик может непроизвольно раскачать самолет или вывести его на недопустимо большую перегрузку. Во втором случае летчик при выполнении маневра будет быстро утомляться, чувство управления будет притуплено.
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 относительной ошибки, допускаемой летчиком, от величины потреб-
його 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. Поэтому обычно регламентируются наименьшие значения потребных перемещений ручки управления.
Рис. 5.9. Влияние величины перемещения ручки управления на относительную ошибку
Летная практика показывает, что летчики дают хорошую оценку управляемости маневренного самолета, если градиент усилия по перегрузке PS находится в пределах —(1—3) кгс, а значение градиента xS—не менее —(10—15) мм.
У современных сверхзвуковых самолетов с гидроусилителями, включенными в систему управления по необратимой схеме, потребные значения градиентов PS и xS 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 перегрузке. Чем большей устойчивостью обладает самолет, тем лучше его реакция на отклонение стабилизатора, тем проще управление самолетом. Однако излишне большой запас устойчивости по перегрузке нежелателен по ряду обстоятельств.
Во-первых, большой запас устойчивости по перегрузке требует значительных отклонений стабилизатора для изменения перегрузки, что следует нз формулы (5.3). Это не позволяет даже при полном отклонении стабилизатора вывести самолет на большие перегрузки. В результате на сверхзвуковых скоростях полета существенно ухудшаются маневренные свойства самолета.
Во-вторых, увеличение запаса устойчивости по перегрузке сопровождается увеличением потерь на. балансировку. Существо этого явления состоит в следующем. Поскольку у устойчивого по перегрузке самолета центр тяжести располагается впереди фокуса (рис. 5.10), то для уравновешивания момента, создаваемого подъемной силой Уо, приложенной в фокусе, необходимо на горизонталь- 154
ном оперении создать такую подъемную силу ЛУг.о, направленную сверху вниз, чтобы равнодействующая Y=Y0— ЛУг.о проходила через центр тяжести.
Отсюда можно прийти к выводу, что продольная балансировка сопровождается уменьшением подъемной силы самолета на величину ДУГ. 0, требуя для поддержания заданной подъемной силы (например, равной силе тяжести) дополнительного отклонения стабилизатора, необходимого для увеличения угла атаки и, следовательно, подъемной силы крыла. Последнее приводит к увеличению 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. 5.10. Влияние продольной балансировки на подъемную силу самолета
Уменьшение несущих свойств самолета, рост лобового сопротивления и, как следствие, падение аэродинамического качества называют потерями на балансировку. Чем больше устойчивость по перегрузке, т. е. чем больше расстояние между фокусом н центром тяжести, тем большую отрицательную подъемную силу на горизонтальном оперении требуется создать для обеспечения продольного равновесия, тем больше будут потери на балансировку.
Потери на балансировку можно существенно уменьшить, если конструктивными мероприятиями (выбором формы крыла в плане, применением дестабилизаторов, перемещающих фокус самолета вперед, регулированием центровки перекачкой топлива и т. д.) удается создать на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета примерно постоянный сравнительно небольшой запас устойчивости 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 перегрузке на сверхзвуковых скоростях полета. Но это может привести к недостаточной устойчивости по перегрузке на дозвуковых скоростях полета и вызвать ряд особенностей при управлении самолетом.
Во-первых, из-за высокой чувствительности к отклонению стабилизатора самолет становится «строгим в управлении», требуя от летчика повышенного внимания и точности в дозировании величины отклонения ручки. Трудность соразмерить 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, необходимую для перевода самолета на новый режим полета, то прн малой устойчивости по перегрузке самолет реагирует на это отклонение вяло, не сразу, а через некоторое время.
Допустим, что для балансировки самолета прн полете с перегрузкой пуо требуется удерживать стабилизатор в положении <ро (рис. 5.11), Пусть летчик, решив выполнить маневр с перегрузкой пу1 ( в момент времени to прикладывает
усилие к ручке и отклоняет стабилизатор в положение ерь соответствующее балансировке самолета по перегрузке пУ| , Тогда, у малоустойчивого самолета перегрузка 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 <рг, большую, чем это требуется для балансировки самолета на новом режиме полета
Рис. 5.1i. Изменение перегрузки прн управлении малоустойчивым самолетом
^у). Если бы стабилизатор удерживался в этом положении, перегрузка изменялась бы так, как показано на рис. 5.11 штрихпунктнрной линией. Видно, что прн истечении времени 1г самолет превысит, заданное значение перегрузки пу| и будет продолжать ее увеличивать до тех пор, пока не выйдет на перегрузку, соответствующую балансировке при <рг. Чтобы' самолет не превысил Требуемое значение перегрузки пу1 , необходимо в некоторый момент времени t\ возвратить стабилизатор в балансировочное положение <рь что приведет к изменению перегрузки, как показано на рис. 5.11 штриховой линией. 1
Как видно, ускорение реакции самолета сопровождается увеличением заброса перегрузки (^лу)заб .Парирование этого заброса перегрузки требует дополнительного отклонения стабилизатора для погашения угловой скорости вращения самолета с последующим возвращением его в балансировочное положение. Следовательно, прн 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 самолета 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, усложняет управление самолетом, на при соответствую- 156 ' ' '
щей тренировке больших трудностей у летиого состава не вызывает. Так, например, на дозвуковых скоростях полета у ряда современных самолетов при некоторых 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.
(перегрузки) увеличивается и пикирующий (ста-(перегрузки) увеличивается и пикирующий (ста-Управление самолетом существенно усложняется, если по какой-либо причине самолет станет неустойчивым по перегрузке. У устойчивого по перегрузке
(перегрузки) увеличивается и пикирующий (ста-
(перегрузки) увеличивается и пикирующий (ста-
Рис. 5.12. Влияние высоты полета на переходный процесс изменения перегрузкиРис. 5.12. Влияние высоты полета на переходный процесс изменения перегрузкисамолета с ростом угла атаки билизирующий) момент, препятствующий увеличению угла атаки. Вследствие этого при отклонении стабилизатора самолет как бы сам находит балансировочное значение угла атаки, соответствующее этому отклонению стабилизатора. Совсем по-иному ведет себя неустойчивый по перегрузке самолет, у которого центр тяжести располагается позади фокуса (нейтральной центровки). По мере роста угла атаки и подъемной силы у него растет кабрирующий (дестабилизирующий) момент, который продолжает увеличивать угол ата-
Рис. 5.12. Влияние высоты полета на переходный процесс изменения перегрузки
Рис. 5.12. Влияние высоты полета на переходный процесс изменения перегрузки
ки и перегрузку.
Поэтому при управлении неустойчивым по перегрузке самолетом летчик, как минимум, делает двойное движение ручкой: сначала отклоняет ее в направлении 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 н для балансировки самолета отклоняет ее в противоположную сторону.
Несмотря на существенное усложнение управления, неустойчивый по перегрузке 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 запасами устойчивости либо вообще неустойчивым по перегрузке. Чтобы управление самолетом с недостаточной устойчивостью по перегрузке было приемлемым для летчиков, конструкторы вынуждены применять различного рода автоматические устройства (автоматы устойчивости и демпфирования), обеспечив 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 полета (меньше плотность воздуха), тем при прочих равных условиях меньше аэродинамические силы, и моменты. Это вносит ряд особенностей в управление самолетом на больших высотах.
Падение демпфирующих моментов на таких высотах сопровождается значительным ухудшением затухания колебаний, в результате время затухания и количество колебаний до практически полного затухания сильно возрастает. В качестве примера на рис. 5.12 показаны изменения перегрузки на высотах 5000 м и 18 000 м,
вызванные отклонением стабилизатора, необходимым для увеличения 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 демпфирующих моментов, препятствующих вращению, будет облегчать управление самолетом. В действительности это не так. Оказывается, что пилотирование самолета при отсутствии демпфирования, обусловливающего затухание колебаний, чрезвычайно трудно, практически почти невозможно. Это объясняется тем, что в рассматриваемом случае непроизвольно возникшие колебания самолета 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 органов управления с положением самолета в пространстве. Для этого летчику при отсутствии демпфирования пришлось бы неоднократно 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 высотах, где демпфирование мало, является то обстоятельство, что вмешательство малотренированного летчика в управление для прекращения колебаний может вызвать противоположный эффект— сильнее раскачать самолет.
Уменьшение демпфирующих моментов, а соответственно и ухудшение затухания колебаний в сочетании с повышенной инертностью самолета и вялой его реакцией на отклонение рулей требуют от летчика при полете на больших высотах с выключенным автоматом демпфирования повышенного внимания, более точных и координированных движений рулями.
УСТОЙЧИВОСТЬ ПО СКОРОСТИ И ЕЕ СВЯЗЬС УПРАВЛЯЕМОСТЬЮ
Самолет считается устойчивым по скорости, если самостоятельно, без вмешательства летчика сохраняет скорость исходного режима полета.
Предположим, что в результате воздействия какой-либо возмущающей причины скорость самолета возросла на величину АУ (точка 1 на рис. 5.13). При изменении скорости нарушится равновесие сил как по касательной к траектории, так и по нормали. Кроме того, может нарушиться и равновесие продольных моментов, что приведет к сравнительно быстрому изменению угла атаки.
Допустим, что при увеличении скорости и связанном с ним изменении 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 '
Рис. 5.13. Развитие большого продольного движенияРис. 5.13. Развитие большого продольного движенияРис. 5.14. Изменение скорости полета в процессе большого продольного движенияРис. 5.14. Изменение скорости полета в процессе большого продольного движения
Рис. 5.13. Развитие большого продольного движения
Рис. 5.13. Развитие большого продольного движения
Рис. 5.14. Изменение скорости полета в процессе большого продольного движения
Рис. 5.14. Изменение скорости полета в процессе большого продольного движения
траектории и перехода самолета в набор высоты, вызванного ИЗ* битком 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 продолжать набирать высоту и уменьшать скорость. Снижение скоро
сти обусловит появление, с одной стороны, отрицательного прироста подъемной силы, направленного сверху вниз (точка 3 на рис. 5.13), с другой —
избытка тяги. Прирост подъемной силы начнет
искривлять траекторию вниз, а избыток тяги будет препятствовать уменьшению скорости. Как первое, так и второе воздействие способствуют восстановлению скорости исходного режима. Таким образом, возвращение к скорости исходного режима полета сопровождается колебательным
движением самолета (рис. 5.14), период которого пропорционален скорости полета Тп~ (0,24-0,4) 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 двигателя изменялась на большую величину, чем лобовое сопротивление, то возникшие большие колебания не затухали бы, а амплитуда их даже нарастала бы с течением времени (штриховая линия на рис. 5.14). Из сказанного следует, что устойчивость по скорости зависит от характера изменения сил по касательной к траектории Р—Q и по нормали У—Gcos@.
В рассмотренном примере изменение этих сил способствует восстановлению исходной скорости, однако роль тех и других сил в обеспечении устойчивости по скорости различна. Более глубокое исследование этого вопроса показывает, что результирующая изменения касательных сил Р—Q выполняет роль не столько восстанавливающей, сколько демпфирующей силы, вызывающей затухание колебаний, которые возникают при нарушении равновесия, Поэтому начальная тенденция возвращения самолета к исходной скорости в основном определяется характером изменения подъемной силы при изменении скорости. Если увеличение скорости со-
провождается возрастанием Подъемной силы, а уменьшение скорости ее падением, то искривление траектории движения будет способствовать возвращению самолета к исходной скорости в результате преобразования кинетической энергии в потенциальную, и наоборот.
Запишем математическое условие устойчивости по скорости:
#>0. (5.6)
Так как. изменение скорости сопровождается и некоторым изменением угла атаки, то под устойчивостью по скорости фактически подразумевается устойчивость режима полета, т. е. стремление самолета возвратиться не только к скорости, но и к углу атаки исходного режима. Поскольку подъемная сила пропорциональна 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 приростом 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 увеличение 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 режима. Если летчик не вмешается в управление, а пикирующий момент сохранится, то самолет будет входить во все более крутое пикирование. Это явление называют затягиванием в пикирование. Такое поведение самолета говорит о его неустойчивости 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 сохранять скорость. Так, при увеличении скорости (ДУ>0) для балансировки самолета иа этой возросшей скорости необходимо отклонить ручку от себя (А<р>0), приложив к ней давящее усилие (ДРв>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 выполняться следующее условие;
-^>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 самолет неустойчив по скорости, летчик при переходе с одного ре- 160
жима полета (например, с горизонтального полета) на другой (например, на снижение) вынужден производить двойные движения ручкой. Первое движение необходимо для нарушения равновесия: летчик отклоняет ручку в ту же сторону, что и у устойчивого самолета, т. е. для увеличения скорости — от себя, для уменьшения— на себя. Но если летчик, желая увеличить скорость полета, отдаст ручку от себя и оставит ее в этом положении, неустойчивый самолет будет стремиться продолжать увеличивать скорость. Поэтому, чтобы зафиксировать самолет на нужной скорости, необходимо выполнить второе движение — сбалансировать самолет, для чего летчик не только возвращает ручку (стабилизатор) в прежнее положение, но и выбирает ее на себя.
Следовательно, устойчивость по скорости тесно связана с балансировочными кривыми отклонений стабилизатора и усилий на ручке. На основании этих кривых можно делать заключение об устойчивости по скорости. В частности, при рассмотрении балансировочных кривых, приведенных на рис. 5.15, видно, что при числах M<Mj и М>М2 градиент-^-, а соответственно и д^8 , > О, следовательно, самолет устойчив по скорости. Это значит, что при увеличении скорости ручка должна отклоняться от себя, а при уменьшении — на себя. В диапазоне чисел Mi<M<M2 градиент -ду-< 0 (балансировочные кривые имеют «ложку»), вследствие чего рассматриваемый самолет устойчивостью по скорости не обладает. Устойчивость в этом диапазоне чисел М полета нарушается в результате прироста пикирующего момента при увеличении числа М полета, обусловленного перемещением аэродинамического фокуса назад, а также вследствие некоторого изменения момента относительно фокуса и эффективности стабилизатора.
Выше (рис. 4.13) мы показали, что при увеличении угла стреловидности крыла в полете устойчивость по перегрузке сначала возрастает, затем уменьшается. Вследствие этого нарушается балансировка самолета, требуя от летчика для ее восстановления отклонения ручки сначала на себя, затем от юебя. Если увеличение угла стреловидности крыла осуществлялось на разгоне, то изменение балансировочных отклонений стабилизатора будет сначала уменьшать, а затем увеличивать устойчивость по скорости.
Неблагоприятное влияние на устойчивость по скорости могут оказать упругие деформации частей самолета, изменение режима работы силовой установки и другие причины. При этом если упругие деформации могут оказать сильное влияние на устойчивость по скорости на больших приборных скоростях полета, то режим работы силовой установки, наоборот, — на малых скоростях.
В отличие от неустойчивости по перегрузке небольшая неустойчивость по скорости, вызывая ряд особенностей в продольном управлении, не создает больших трудностей для пилотирования. Это объясняется довольно медленным изменением скорости полета, вследствие чего летчик успевает заметить это изменение и свое»
временно вмешаться в управление. Лишь сильная неустойчивость по скорости, сопровождающаяся затягиванием в пикирование, или резкое уменьшение устойчивости по скорости, приводящее к не-
Ри. 5.15. Зависимость балансировочных кривых отклонения стабилизатора и усилий на ручке управления от числа; М и высоты полета
произвольному увеличению перегрузки (скоростному «подхвату»), может вызвать серьезные трудности при управлении самолетом.
СКОРОСТНОЙ «ПОДХВАТ»
Явление скоростного «подхвата» может наблюдаться при выполнении маневра с торможением от сверхзвуковых к дозвуковь/м скоростям полета, когда самолет попадает в область неустойчивости 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 появляется прирост кабрирующего момента, для парирования которого
следует при торможении уменьшать Отклонение стабилизатора
(ручку отклонять от себя). Чем на большей перегрузке выполняет
ся маневр, тем большие отклонения стабилизатора требуются для ликвидации перебалансировки самолета и тем более глубокую «ложку» имеет балансировочная кривая (рис. 5.16).
Если бы при торможении стабилизатор оставался в неизменном положении, то при уменьшении числа М от Мг до Mi из-за потери устойчивости по скорости отклонение стабилизатора оказалось бы излишне большим, вследствие чего появившийся прирост каб
Рис. 5.16. Зависимость балансировочных кривых отклонения стабилизатора от числа М полета и перегрузки м„Рис. 5.16. Зависимость балансировочных кривых отклонения стабилизатора от числа М полета и перегрузки м„рирующего момента вызвал бы увеличение угла атаки и перегрузки. Так,
Рис. 5.16. Зависимость балансировочных кривых отклонения стабилизатора от числа М полета и перегрузки м„
Рис. 5.16. Зависимость балансировочных кривых отклонения стабилизатора от числа М полета и перегрузки м„
например, при выполне
нии маневра с пу = 3 и при фиксированном положении стабилизатора ф2 (рис. 5.16) только балансировочное значение перегрузки увеличится с 3 при Мг до 5 при Мь В действительности это изменение может быть значительно большим.
Самопроизвольное увеличение перегрузки, наблюдающееся при проявлении скоростного «подхвата», воспринимается некоторыми летчиками как потеря устойчивости по перегрузке. В действительности на околозвуковых скоростях полета самолет обычно сохраняет устойчивость по перегрузке, хотя при уменьшении числа М полета от М2 до Mt она значительно уменьшается. Положение
может существенно осложниться, если в процессе торможения при скоростном «подхвате», обусловленном неустойчивостью по скорости, самолет попадет в область «подхвата» из-за потери устойчивости по перегрузке (глава.8).
Характер изменения перегрузки при торможении в рассматриваемом диапазоне чисел М зависит от величины исходной перегрузки, высоты полета, интенсивности торможения и центровки самолета. Чем больше исходная перегрузка, чем более сильно изменяется устойчивость по перегрузке, что имеет место при задней центровке, и более интенсивно осуществляется торможение, тем больше градиент изменения перегрузки и, следовательно, само-
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 (зафиксированном стабилизаторе), выпущенных тормозных щитках, задней центровке и высоте полета 5000 м. .
су1,00,90,80,70,60,50,40,30,2-су1,00,90,80,70,60,50,40,30,2-0120125 t.c5 t.cРис. 5.17. Изменение параметров движения самолета в про иессе развития скоростного «подхвата»Рис. 5.17. Изменение параметров движения самолета в про иессе развития скоростного «подхвата»
су
1,0
0,9
0,8
0,7
0,6
0,5
0,4
0,3
0,2-
су
1,0
0,9
0,8
0,7
0,6
0,5
0,4
0,3
0,2-
012
012
5 t.c
5 t.c
Рис. 5.17. Изменение параметров движения самолета в про иессе развития скоростного «подхвата»
Рис. 5.17. Изменение параметров движения самолета в про иессе 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 ny»6,5 и коэффициента подъемной силы до Су«0,6. У рассматриваемого самолета на таких больших коэффициентах возникает срывное обтекание, сопровождающееся полной потерей устойчивости по перегрузке. Поэтому начиная примерно с / = 3,5 с (рис. 5.17) скоростной «подхват» переходит в «подхват» на больших углах атаки, что сопровождается интенсивным увеличением коэффициента Су до 1,1 и перегрузки пу до 8,5. Если бы при выходе на большие углы атаки рассматриваемый самолет не терял устойчивости по перегрузке, перегрузка при />3,5 с изменялась бы так, как показано на рис. 5.17 штриховой линией.
Чтобы предотвратить самопроизвольное увеличение перегрузки, летчик должен своевременным отклонением стабилизатора парировать скоростной «подхват». Практика показывает, что в пря-
16Ф
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 бывает существенно больше, когда на скоростной «подхват» самолет выходит при значительных исходных маневренных перегрузках. В практике, например, были случаи, когда.в процессе маневрирования с торможением в околозвуковой области непроизвольное увеличение перегрузки достигало 9—10. Поэтому следует избегать энергичного маневрирования на таких скоростях полета. В тех случаях, когда боевая обстановка вынуждает к этому, летчик должен следить за указателем числа М и по мере уменьшения числа М (начиная с М= 1,1ч-1,0) быть готовым к своевременному отклонению стабилизатора для парирования «подхвата». Точное пилотирование (например, прицеливание) на околозвуковых скоростях полета затруднено и может привести при выключенном автомате демпфирования к непроизвольной 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 = 0,95-^0,98, может наблюдаться при энергичном пилотировании непроизвольное увеличение перегрузки на, 1—2 единицы и даже более. Это связано с тем, что торможение с таких чисел М сопровождается появлением значительных кабрирующих моментов, вызывающих при неподвижной ручке увеличение перегрузки.
Некоторые особенности в управлении самолетом на околозвуковых скоростях полета могут возникнуть и при выполнении нисходящих маневров, в процессе которых самолет разгоняется от дозвуковой до сверхзвуковой скорости. В качестве примера рассмотрим выход из переворота, осуществляемого на скорости, близкой к скорости звука. Обычно в первой части вывода из переворота скорость несколько возрастает, что при„числе М ввода более 0,8—0,85 (в зависимости от режима работы двигателя, положения 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 поддержания заданной перегрузки увеличения отклонения стабилизатор ра (рис. 5.16). Вместе с тем на таких режимах полета у самолетов, оборудованных АРУ, может быть ограничен диапазон отклонений стабилизатора, что не всегда .позволит получить достаточно 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 большой потере высоты. Отмеченное может представить серьезную
опасность при выполнении нисходящих маневров на малых и средних высотах с большими скоростями, особенно при ведении воздушного боя. В случае попадания в такие условия летчик должен для уменьшения скорости насколько возможно увеличить перегрузку, выпустить тормозные щитки, а при необходимости снизить режим работы двигателя. В процессе торможения и перехода на дозвуковую скорость летчик должен быть готовым к парированию неожиданного роста перегрузки, обусловленного скоростным «подхватом».
ГЛАВА 6
БОКОВАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ
§ 6.1. ПУТЕВАЯ И ПОПЕРЕЧНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ
При нарушении бокового равновесия, например при воздействии порыва бокового ветра, возникают моменты крена и рыскания. В результате совместного действия этих моментов самолет начинает вращаться одновременно вокруг продольной оси ОхА и нормальной оси Оу\. В этом заключается особенность и сложность изучения бокового движения. Поскольку это движение в значительной степени зависит от устойчивости самолета относительно осей Охх и Оу\, для лучшего понимания физической сущности бокового движения самолета предварительно рассмотрим путевую и поперечную устойчивость.
Путевая устойчивость
Под путевой (флюгерной) устойчивостью понимается 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 появившееся скольжение, т. е. вести себя подобно флюгеру. Отсюда и вытекает название этого вида устойчивости. .
(6.1)(6.1)Для обеспечения флюгерной устойчивости необходимо, чтобы боковой фокус находился позади центра тяжести (х, >0). В этом случае (рис. 4.14) при возникновении скольжения появится момент рыскания M^ = Zx^, который, разворачивая самолет, будет устранять скольжение. У флюгерноустойчивого самолета при возникновении положительного скольжения (А^>0) появляется отрицательный путевой момент (Ату<0), а при отрицательном скольжении (А£<0)—положительный путевой момент (A/7iv>0), т. е. выполняется условие
(6.1)
(6.1)
Самолет, имеющий моментную диаграмму, показанную на рис. 4.15, в путевом отношении устойчив, в этом случае выполняется условие (6.1). Если бы боковой фокус находился впереди центра тяжести (л:р<0), самолет путевой устойчивостью не обладал 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 самолета. Она определяется главным образом величиной площади и расположением вертикального оперения и зависит от числа М. полета и угла атаки (рис. 4.20).
Поперечная устойчивость
Под поперечной устойчивостью понимается способность самолета устранять возникший угол крена. Рассмотрим, как ведет себя самолет при накренении, например, на правое полукрыло (рис. 6.1).
Само по себе изменение угла крена еще не вызывает изменения величины сил и моментов, действующих на самолет. Однако при этом нарушается равновесие сил и подъемная сила Y уже не будет уравновешивать силу тяжести G самолета. Их равнодействующая F+G начнет искривлять траекторию движения в сторону опущенного полукрыла, При искривлении траектории самолет в первый момент не будет поворачиваться вокруг оси Оуь так как накренение не приводит к нарушению равновесия моментов Mv. Но если траектория движения центра тяжести искривляется, а самолет 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 момент крена, вызывающий вращение в сторону отстающего (в нашем случае поднятого) полукрыла. Заметим, что на величину моментов крен непосредственно не влияет. Его влияние сказывается через скольжение: угол крена определяет угол скольжения, а последний уже обусловливает появление моментов крена.
Таким образом, под поперечной устойчивостью самолета, по существу, понимается его способность крениться в сторону, обратную скольжению. Для этого боковой фокус должен находиться выше центра тяжести (ур>0, рис. 4.14). В данном случае при скольжении возникает момент Мх = Zyp, кренящий самолет на отстающее полукрыло. Заметим, что у поперечно устойчивого самолета при положительном скольжении (А£>0) возникает отрицательный момент (Afnx<0), а при отрицательном скольжении 168
(A{3<0)—положительный момент (Атж>0), т. е. выполняется условие
ХтхХтх= 77^ <0.= 77^ <0.(6.2)(6.2)
Хтх
Хтх
= 77^ <0.
= 77^ <0.
(6.2)
(6.2)
Если самолет имеет моментную диаграмму, показанную на
рис. 4.15, он поперечно устойчив, в этом случае условие (6.2) вы
Рис. 6.1.' Силы, действующие на самолет приРис. 6.1.' Силы, действующие на самолет принакренениинакрененииполняется. Если бы боковой фокус находился ниже центра тяжести (ур-<0), самолет поперечной устойчивостью не обладал бы.
Рис. 6.1.' Силы, действующие на самолет при
Рис. 6.1.' Силы, действующие на самолет при
накренении
накренении
Поперечная устойчивость зависит в основном от формы и расположения крыла, высоты вертикального оперения, наличия и вида подвесок и при перемене режима полета может изменяться в широких пределах (см., например, рис. 4.20). Некоторые самолеты со Стреловидным крылом на околозвуковых скоростях полета могут
даже стать поперечно неустойчивыми.
ФИЗИЧЕСКАЯ ПРИРОДА РАЗВИТИЯ БОКОВОГО ДВИЖЕНИЯ
Совместное проявление путевой и поперечной устойчивости характеризует боковую устойчивость самолета и определяет его боковое 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 отношении самолет, выполняющий прямолинейный полет, внезапно попадает в установившийся боковой поток (ветер), имеющий скорость W'z, в результате чего возникает скольжение на правое полукрыло р = —^-(положение / на рис. 6.2). Это приведет к появлению моментов крена и рыскания. Под действием момента рыскания Му самолет будет стремиться устранить скольжение, поворачиваясь 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 OxY и Оу^ препятствуют демпфирующие моменты крена (ТИ^ и рыскания (М)т . Когда угол скольжения 0 станет равным нулю, крен достигнет значительной величины. Обладая в положении // (рис. 6.2) некоторой угловой скоростью «у, самолет будет продолжать вращаться вправо, что приведет к возникновению скольжения на левое (опущенное) полукрыло. В результате этого скольжения (положение /// на
' 169
рис. 6.2) появятся моменты кренами рыскания. Первый начнет уменьшать угол крена,. второй, погасив сначала вращение самолета вправо, вызовет вращение его влево. Затем весь процесс будет повторяться в обратном направлении до тех пор, пока колебания не затухнут. ■
М'hi л и i i i i н пн
Рис. 6.2. Развитие малого бокового движения при воздействии боковоговетра
Когда колебания прекратятся, самолет, устранив скольжение, развернется вправо навстречу потоку на угол ф = р, но сохранит некоторый остаточный угол крена ^0Ст. Начальное скольжение на правое полукрыло обусловливает остаточный крен на левое полукрыло. Величина этого угла крена будет тем больше, чем быстрее 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 все время момент крена одного знака. Однако при нарушении бокового равновесия для самолета характерно колебательное движение с одновременным вращением вокруг осей Ох, и Оу,. Период этих колебаний сравнительно невелик (Гп=1-т-4 с), поэтому подобное движение иногда называют короткопериодическим или малым боковым 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 путевой устойчивости АР, При увеличении путевой устойчивости период колебаний уменьшается, а рост путевого демпфирующего момента сопровождается более быстрым затуханием колебаииц и увеличением их периода,"
Характеристики поперечной устойчивости М₽ и демпфирующего момента крена УИ"-г определяют только величину угла крена, вызванного колебаниями угла скольжения, и его знак, т. е. колебания 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 затрудни! управление самолетом.
Рис. 6.3. Изменение углов скольжения и крена при , малом боковом движенииРис. 6.3. Изменение углов скольжения и крена при , малом боковом движении
Рис. 6.3. Изменение углов скольжения и крена при , малом боковом движении
Рис. 6.3. Изменение углов скольжения и крена при , малом боковом движении
одновременное разви-малого бокового дви-одновременное разви-малого бокового дви-Важным параметром, характеризующим тие движений рыскания и крена в процессе
одновременное разви-малого бокового дви-
одновременное разви-малого бокового дви-
жения, является отношение амплитуды колебаний угловой скорости крена к амплитуде колебаний угловой скорости рыскания,
(w^)niax (“ртах(w^)niax (“ртахобозначаемого х. Как показывают исследования, параметр
(w^)niax (“ртах
(w^)niax (“ртах
X =X =пропорционален произведению отношения характери
X =
X =
стик поперечной устойчивости т\ к путевой устойчивости т^ на отношение момента инерции относительно оси Оух (J^ к моменту
инерции.относительно оси Охх ух), т. е. —=—т— . J х
Развитие сверхзвуковых самолетов сопровождается применением вытянутых форм фюзеляжа, тонких стреловидных или треугольных крыльев относительно малого размаха. Это приводит к увеличению отношения моментов инерции -г-. У некоторых манев' х■
ренных самолетов момент инерции относительно нормальной оси 7У превышает в 10—15 раз момент инерции относительно продольной оси Jx. Кроме того, при изменении режима полета значительные изменения претерпевают характеристики поперечной и путевой 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-.
Рис. 6.4. Развитие большого бокового движенияРис. 6.4. Развитие большого бокового движенияная устойчивость (w^, а на сверхзвуковых скоростях заметно падает путевая устойчивость [/п^]. Существенные изменения претерпевает поперечная устойчивость при изменении в полете угла стреловидности крыла.
Рис. 6.4. Развитие большого бокового движения
Рис. 6.4. Развитие большого бокового движения
Указанные факторы при возникновении скольжения на некоторых режимах полета могут привести к появлению угловой скорости крена, значительно большей угловой скорости рыскания. Летная практика показывает, что для получения приемлемых (сравнительно быстро затухающих) боковых колебаний параметр х должен быть меньше 2,5. В этом случае возникающие боковые колебания не усложняют управление самолетом.,
Однако рост отношения моментов инерции-7— у современных самолетов "•л увеличивает параметр х, а сильное изменение отношения характеристик поперечной и путевой устойчивости
—р- от скорости и высоты делают его зависимым от режима полета. При больших значениях параметра х малое 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 максимальным углом стреловидности крыла, угол крена при боковых колебаниях изменяется в 10 раз сильнее, чем угол рыскания, что затрудняет управление самолетом. При небольшом периоде колебаний малого бокового, движения летчик, имеющий запаздывание реакции в среднем 0,25—0,4 с, практически не в состоянии эффективно вмешаться в управление самолетом и прекратить возникшие колебания. Попытка вмешательства летчика в управление в этих случаях сопровождается, как правило, раскачкой самолета. Особенно затрудняется управление самолетом на больших высотах, где кроме роста параметра х в результате перехода на большие углы атаки сильно уменьшаются демпфирующие моменты, что сопровождается возникновением слабо затухающих боковых колебаний.-
Рассмотрим дальнейшее поведение самолета после прекращения 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 У+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 М^ и крена 7И^. 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 Одх> возникнут демпфирующий момент М”ш^ , препятствующий вращению, и спиральный момент крена УИ^уш^, направленный противоположно восстанавливающему моменту Мх^ и, следовательно, стремящийся увеличить угол крена. Если момент, обусловленный поперечной устойчивостью, больше спирального поперечного момента (Л40[3 >М^ушу), самолет, устраняя возникшее скольжение, начнет разворачиваться влево и уменьшать угол крена. Когда крен и угол скольжения будут устранены, самолет успеет развернуться влево на угол ф, совместив продольную ось самолета с исходным направлением движения (рис. 6.5). ,
Таким образом, по прекращении бокового возмущенного движения, вызванного попаданием в боковой поток, самолет, приобретя скорость потока, совершает полет с углом сноса ра, равным по величине начальному углу скольжения р= -р^.но обратного знака.
Из рассмотрения изменения траектории и параметров движения в процессе 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, сопровождается сравнительно быстро затухающими колебаниями углов скольжения, крена и угловых скоростей рыскания (оу и крена шж. Слабое боковое перемещение (вдоль оси OzJ позволяет это движение в первом приближении считать прямолинейным. Большое боковое движение, проявляющееся в дальнейшем развитии возмущенного 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, большое движение обычно не успевает сколько-нибудь заметно проявиться.
Самолет, обладающий путевой (щ|<0) и поперечной (/п^<0) устойчивостью, сам не сохраняет направления движения. Больше того, если в процессе развития больших боковых движений восстанавливающий момент крена Af^ окажется Меньше спирального момента крена /Ирч^, самолет, предоставленный самому себе, будет увеличивать угол крена и входить во все более глубокую спираль (штриховые линии на рис. 6.5). Такое поведение самолета называется спиральной неустойчивостью. Так как спиральная неустойчивость приводит к сравнительно медленному 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 медленно, 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 свойствами самолета в малом боковом движении, зависящими-от характеристик путевой и поперечной устойчивости и управляемости.
НЕКОТОРЫЕ ОСОБЕННОСТИ БОКОВОЙ УПРАВЛЯЕМОСТИ
Современные самолеты, как правило, обладают хорошими характеристиками боковой управляемости во всем разрешаемом летном диапазоне скоростей и высот полета. Вместе с тем на некоторых режимах полета характеристики боковой управляемости могут иметь ряд особенностей, которые связаны главным образом с изменением эффективности органов управления и частично с некоторыми особенностями проявления собственных динамических свойств самолета в боковом движении.
Наиболее заметно может проявиться изменение характеристик боковой управляемости на граничных режимах: на малых или на больших скоростях полета. Так, например, эффективность поперечного управления, являющаяся важнейшей характеристикой боковой управляемости маневренного самолета, может существенно уменьшаться как на больших углах атаки, так и на больших числах М и приборных скоростях полета.
Падение эффективности поперечного управленияна больших углах атаки
Уменьшение эффективности элеронов на больших углах атаки связано с возникновением срыва потока на крыле в области расположения элеронов. На рис. 6.6 показано изменение коэффи
Рис. 6.6. Влияние угла атаки на эффекРис. 6.6. Влияние угла атаки на эффективность элероновтивность элероновциента момента крена тх> создаваемого элеронами, в зависимости от угла атаки. Это объясняется тем, что отклонение элеронов на больших углах атаки в отличие от малых углов не столько изменяет подъемные силы левой и правой половин крыла, сколько их силы лобового сопротивления. При этом лобовое сопротивление увеличивается у крыла с
Рис. 6.6. Влияние угла атаки на эффек
Рис. 6.6. Влияние угла атаки на эффек
тивность элеронов
тивность элеронов
опущенным элероном и
уменьшается у крыла с поднятым элероном. Последнее приводит к возникновению момента рыскания, который, разворачивая самолет в сторону крыла с опущенным элероном, обусловливает возникновение скольжения на крыло с поднятым элероном. В результате этого у поперечно устойчивого самолета появляется момент крена Л/^Р, направленный противоположно моменту, создаваемому
элеронами. Возникновение неблагоприятного скольжения у самолетов со стреловидными и треугольными крыльями, обладающими обычно излишне большой поперечной устойчивостью на больших углах атаки, может не только уменьшить эффективность элеронов, но и в некоторых случаях изменить направление их дей
ствия.
Кроме того, следует иметь в виду, что само накренение самолета, создаваемое отклонением элеронов, сопровождается на больших углах атаки возникновением скольжения на опущенное полукрыло. Если бы при отклонении элеронов самолет вращался вокруг продольной оси Ох, , то по мере увеличения крена угол атаки
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. Скольжение обусловит у поперечно устойчивого самолета возникновение момента крена, также направленного противоположно моменту, создаваемому элеронами.
Таким образом, поперечная управляемость самолета на больших углах атаки ухудшается как из-за падения эффективности элеронов, так и из-за возникновения неблагоприятного скольже-
Рис. 6.7. Появление угла скольжения при накреиении самолета
ния. Стремление повысить эффективность поперечного управления самолета вынуждает иногда летчика совместно с перемещением ручки, например влево, отклонять и левую педаль для создания благоприятного скольжения. Однако на больших углах атаки это опасно, так как несоразмерно большое скольжение может спровоцировать преждевременный срыв потока и сваливание самолета на крыло. Поэтому скольжение на таких углах атаки можно использовать только для устранения крена, когда для этого не хватает эффективности элеронов. Недостаточная эффективность поперечного управления на больших углах атаки у некоторых самолетов может быть даже причиной ограничения минимальной скорости полета. .
Необходимость повышения эффективности поперечного управления самолетом на больших углах атаки и трудность правильно соразмерить величину отклонения педалей для создания благоприятного скольжения при отклонении ручки вынудили конструкторов разработать и применить на некоторых самолетах с изменяемой 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 регулируется в зависимости от угла атаки. В целях обеспечения безопасности полета величина отклонения руля направления обычно ограничивается значением 4—5°.
В результате применения автомата перекрестной связи на некоторых самолетах удается обеспечить требуемую эффективность поперечного управления до больших (допустимых) углов атаки. 176
Для повышения поперечной управляемости самолета на больших углах атаки вводится иногда связь между величиной отклонения стабилизатора (на создание крена) и углом атаки самолета. В этом случае момент крена на больших углах атаки увеличивается вследствие большего отклонения стабилизатора («ножниц») по крену при одинаковом перемещении ручки.
Снижение эффективности элеронов на больших скоростях
При полете на больших скоростях может наблюдаться заметное снижение эффективности элеронов, которое обусловлено влиянием, с одной стороны, образующегося на крыле сверхзвукового течения, с другой — упругими деформациями крыла. Первое связано с увеличением числа М полета, второе — с увеличением приборной скорости.
Влияние числа М полета. При полете на докритических скоростях отклонение элерона вызывает изменение распределения давления не только в области элерона, но и на части крыла, расположенной 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 подъемной силы в основном определяется изменением распределения давления по крылу, а не по элерону.
Иная картина получается при полете на закритических скоростях, когда на крыле появляются достаточно большие зоны сверхзвуковых скоростей, оканчивающихся скачком уплотнения. Образование на крыле сверхзвуковой зоны уменьшает влияние отклонений 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 известно, заключается в том, что влияние отклоненного элерона на воздушный поток обусловлено возмущениями, распространяющимися во все стороны со скоростью, близкой к скорости звука. Пока сверхзвуковых зон на крыле нет, возмущения, вызванные отклонением элеронов, воздействуют на всю поверхность крыла перед элероном. 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 достигнуть передней части крыла через дозвуковой поток над или под крылом, минуя сверхзвуковую зону. Следовательно, при таких небольших закритических числах М падение эффективности элеронов практически еще не наблюдается. При дальнейшем увеличении числа М полета сверхзвуковые зоны распространяются по поверхности крыла, что сопровождается перемещением скачков уплотне-
ния назад, при этом возрастает и глубина проникновений области сверхзвуковых скоростей в" роток, обтекающий крыло. На таких числах М отклонение элерона практически не изменяет распределение давления на крыле перед скачком уплотнения и вызывает лишь его перемещение. Так, при отклонении элерона вниз скачок уплотнения перемещается назад на верхней поверхности и вперед— на нижней. Как будет показано в главе 8, такое влияние
отклонения элеронов на положение скачков уплотнения может явиться причиной возникновения вибраций элерона большой частоты, вызывающих тряску крыла.
Центр жесткостиЦентр жесткостиНа сверхзвуковых скоростях полета при отклонении элеронов аэродинамическая нагрузка изменяется только на
Центр жесткости
Центр жесткости
Рис. 6.8. Изменение угла атаки упругого элеронах, ЧТО обусловливаетРис. 6.8. Изменение угла атаки упругого элеронах, ЧТО обусловливаеткрыла при отклонении элеронов значительное падение их эф
Рис. 6.8. Изменение угла атаки упругого элеронах, ЧТО обусловливает
Рис. 6.8. Изменение угла атаки упругого элеронах, ЧТО обусловливает
фективности.
Влияние упругих деформаций. Упругие деформации крыла оказывают существенное влияние на эффективность элеронов и при достаточно больших приборных скоростях могут привести даже к полной ее потере.
Рассмотрим сначала влияние упругих деформаций прямого (иестреловид- 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 совпадает с центром жесткости крыла, прэтому кроме кренящего момента появляется крутящий момент ДМкр (рнс. 6.8). При отклонений элерона вниз возникает момент, стремящийся закрутить крыло на уменьшение угла атаки, а при отклонении 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 полдвииы крыла и уменьшение — у другой. В результате появятся дополнительные приросты их подъемных сил Д/а направленные у правой и левой половин крыла в различные стороны. В результате появится момент крена, который будет препятствовать 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 увеличением скорости полета влияние упругих деформаций крыла иа эффективность элеронов значительно возрастает.
Прирост подъемной силы, а следовательно, и момента крена при . постоянном отклонении элеронов у жесткого иедеформируемого крыла пропорционален квадрату- скорости, в то время как соответствующие этому отклонению элеронов .приросты, вызванные упругими деформациями, примерно пропорциональны скорости в четвертой степени. Действительно, изменение подъемной силы при упругой деформации крыла Да пропорционально квадрату скорости. Но сама
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 прирост, вызванный отклонением' элеронов. Л это значит, что в полете можно достичь такой скорости, на которой при отклонении элеронов не будет создаваться кренящих моментов, так как действие элеронов будет уничтожаться закручиванием крыла. Такая скорость полета называется критической скоростью реверса элеронов.
Полет на скорости, превышающей критическую скорость реверса элеронов, недопустим, так как на таких скоростях прц отклонении элеронов возникает момент, кренящий самолет в сторону, противоположную действию элеронов. Чем меньше критическая скорость реверса элеронов, тем на меньщей скорости полета начинает снижаться их эффективность.. Обеспечение необходимой эффективности элеронов при больших скоростных напорах — довольно сложная задача, особенно у стреловидного крыла. Последнее объясняется тем, что у стреловидного крыла при его деформациях угол атаки изменяется не только в результате кручения, ио и в результате изгиба, что вызывает дополнительное уменьшение эффективности элеронов. Чтобы в этом убедиться, рассмотрим изменение эффекта 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 размаха (рис. 5.4). В результате этого приращение подъемной силы от изгиба будет 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 самолетов со стреловидными крыльями вынуждает конструкторов повышать жесткость конструкции крыла, что связано с увеличением его массы, смещать элероны ближе к фюзеляжу, применять интерцепторы, управление с помощью дифференциального отклонения стабилизатора. '
Изменение реакции самолета по кренуна отклонение руля направления
При недостаточной эффективности элеронов летчик может использовать важное свойство поперечно устойчивого самолета — создавать при скольжении поперечный момент, кренящий самолет на Отстающее полукрыло. Скольжение создается отклонением руля направления (педалей) в ту или другую сторону. Так, для кре- нения влево требуется развернуть самолет влево и создать скольжение на правое полукрыло (дать левую ногу), для кренения вправо — развернуть самолет вправо и создать скольжение на левое 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 высокорасположенным вертикальным оперением могут иметь начальную и конечную реакцию по крену на отклонение руля направления противоположных знаков. Это объясняется тем, что при отклонении 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
от соотношения моментов Мх, Mv и моментов инерции Jx и Jy. Если при этом отношение -т^ окажется больше отношения -г—, то на отклонение руля направления, например влево, самолет будет 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 приотклонении руля направления; б — изменение углакрена прн отклонении руля направления
ворота самолета влево и возникновения скольжения на правое полукрыло увеличивается кренящий момент, обусловленный поперечной устойчивостью, который сначала устраняет правый крен, а затем накреняет самолет влево.
С увеличением скорости полета уменьшается' потребный угол атаки, что сопровождается у самолетов Со стреловидным крылом и треугольным крылом уменьшением поперечной устойчивости и некоторым ослаблением прямой реакции по крену на отклонение руля направления. У ряда самолетов со стреловидным крылом (например, у МиГ-15) в некотором диапазоне околозвуковых Чисел 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 педали— влево. ' ’
Появление обратной реакции по крену на отклонение' руля направления связано с несимметричностью развития волнового кри- 180
зиса на левой и правой половинах стреловидного крыла при скольжении. У полукрыла, выдвинутого вперед, вследствие уменьшения эффективного угла стреловидности (х—Р) волновой кризис начинает развиваться на меньших числах М и сопровождается более интенсивным изменением аэродинамической нагрузки на полукрыле по сравнению с отстающим полукрылом, эффективный угол стреловидности которого увеличивается (х + Ю- Такое изменение
Рис. 6.10. Влияние числа М полета иа поперечную устойчивостьРис. 6.10. Влияние числа М полета иа поперечную устойчивостьподъемных сил правого и левого полукрыльев при скольжении приводит в диапазоне чисел М,—М2 (рис. 6.10) к появлению поперечных моментов, стремящихся накренить самолет в сторону полукрыла, на которое осуществляется скольжение, что свидетельствует о потере самолетом поперечной устойчивости.
Рис. 6.10. Влияние числа М полета иа поперечную устойчивость
Рис. 6.10. Влияние числа М полета иа поперечную устойчивость
Однако поперечная неустойчивость и сохранение обратной реакции по крену на отклонение руля направления наблюдаются
только в диапазоне чисел
М]<М<М2. При дальнейшем увеличении числа М полета самолет снова приобретает прямую реакцию по крену на отклонение руля
направления.
Для большинства современных маневренных самолетов более характерным является не изменение знака реакции на дачу ноги, а только уменьшение прямой реакции по крену на отклонение руля направления или ее отсутствие.
Непроизвольное кренение самолета (валежка)
При полете с большими приборными скоростями на малых высотах, а также на больших высотах при высоких значениях чисел М у некоторых самолетов при нейтральном положении элеронов может наблюдаться самопроизвольное накренение. Это явление получило название валежки самолета на крыло.
Интенсивность Н направление накренения у различных самолетов одного типа могут быть различными. Некоторые самолеты могут крениться на правое полукрыло, другие — на левое. У одних самолетов эта тенденция выражена сильно, у других слабо. Для противодействия самопроизвольному накренению самолета требуется отклонить элероны, приложив некоторое усилие к ручке управления. _
Причиной валежки является геометрическая или аэродинамическая несимметрия крыла. Проявление валежки на малых высотах (на больших приборных скоростях) связано с уменьшением эффективности элеронов, вызванным нежесткостью конструкции
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 Дод. 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 ДЛ/Кр моменты (рис. 6.11), направленные на левом полукрыле на уменьшение угла атаки, а на правом — на его увеличение. По мере увеличе-
Рис. 6.11. Схема прявления крутящих моментов при поперечной балансировке самолета, увеличивающих начальную несимметрию крыла
ния скорости полета при неизменном угле отклонения элеронов крутящие моменты ДМКр будут возрастать пропорционально квадрату скорости, что приведет вследствие нежесткости крыла к увеличению несимметрии крыла Да и, следовательно, кренящего момента, для парирования которого следует больше отклонить элероны. Это еще больше увеличит крутящие моменты, что приведет 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 возрастающих отклонений элеронов для парирования кренящих моме'итов в горизонтальном полете без крена.
Затягивание самолета в крен может явиться одной из причин, ограничивающих летные возможности самолета. На современных самолетах валежка практически не встречается. При высокой культуре производства таких самолетов валежка может встретиться только в результате боевых повреждений, некачественного ремонта, несимметричности подвесок либо использования самолета на режимах, которые не предусмотрены конструкцией. Так,- например, попытка выполнения" пилотажа на минимальном угле стреловидности крыла может привести в некоторых случаях к интенсивному затягиванию самолета в крен.
При полете на больших скоростях валежка, если она имеет место, проявляется более интенсивно. Однако отсюда, конечно, ие 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 очередь элеронами.
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 случаях. При этом следует помнить, что парирование валежки в таких случаях необходимо производить плавным отклонением педали в сторону образовавшегося крена.
Поскольку увеличение перегрузки л„ может не только усилить кренение, но и вызвать его проявление на меньших скоростях, при появлении самопроизвольного кренения не следует гасить скорость увеличением перегрузки. В рассматри- 182
Рис. 6.12. Силы и моменты, действующие на самолет при прямолинейном полете со скольжениемРис. 6.12. Силы и моменты, действующие на самолет при прямолинейном полете со скольжением
Рис. 6.12. Силы и моменты, действующие на самолет при прямолинейном полете со скольжением
Рис. 6.12. Силы и моменты, действующие на самолет при прямолинейном полете со скольжением
ваемом случае необходимо предварительно погасить скорость, уменьшив тягу и выпустив тормозные щитки, и только тогда переводить самолет в набор высоты. '
§ 6.4. ХАРАКТЕРИСТИКИ БОКОВОЙ УПРАВЛЯЕМОСТИВ 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 самолета при прямолинейном полете со скольжением. Такой полет может выполняться при посадке с боковым ветром, для исправления ошибки в расчете на посадку, при полете с несимметричной тягой" и т. д.'
Выясним, какие отклонения руля направления и элеронов требуются для обеспечения прямолинейного полета со скольжением. Предположим, что самолет, обладающий путевой и поперечной устойчивостью, выполняет прямолинейный полет со скольжением иа правое полукрыло (Р>Оу. В этом случае появляются боковая сила Z^ и моменты креиа /И^ и рыскания /И^ (рис. 6.12).
Момент крена стремится накренить самолет влево. Для его уравновешива-
иия нужно отклонить ручку вправо (правый элерон вверх) и создать момент М х Момент рыскания стремится развернуть самолет
вправо и устранить скольжение. Чтобы сохранить заданный угол скольжения, следует отклонением руля направления влево (дачей левой ноги) создать момент /И , равный Mv , но противоположно 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- -димых для уравновешивания боковых моментов М,^ и Му^ при полете со скольжением. Напомним, что положительными счита
ются отклонения руля направления вправо и правого элерона вниз.
Отклонениями руля направления и элеронов моменты балансируются. Но этого еще недостаточно для обеспечения прямолинейного полета. Нужно уравновесить еще боковую аэродинамическую силу Z — Z^—Zw Если летчик этого не сделает, самолет начнет искривлять траекторию (выполнять плоский разворот) в сторону отстающего полукрыла. Уравновешивание сил достигается накрененном самолета в сторону полукрыла, на которое осуществляется
Рис. 6.13. Балансировочные кривые отклонения рулей при прямолинейном полете со скольжениемРис. 6.13. Балансировочные кривые отклонения рулей при прямолинейном полете со скольжением^н^э,,^н^э,,66
Рис. 6.13. Балансировочные кривые отклонения рулей при прямолинейном полете со скольжением
Рис. 6.13. Балансировочные кривые отклонения рулей при прямолинейном полете со скольжением
^н^э,,
^н^э,,
6
6
скольжение (в нашем примере — вправо), так, чтобы равнодействующая подъемной силы У и силы тяжести G уравновешивала боковую аэродинамическую силу Z (рис. 6.12).
При увеличении угла скольжения растет боковая аэродинамическая сила Z^. Для ее уравновешивания с ростом угла скольжения 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 скоростей полета Vi = 400 км/ч и Е2 = 600 км/ч.
Таким образом, для осуществления прямолинейного полета со скольжением надо отклонить элероны и руль направления и создать крен. При практическом выполнении такого полета летчик обычно сначала создает крен, а затем- скольжение. Прямолинейность полета регулируется величиной угла крена.
При летных испытаниях балансировочные диаграммы отклонений руля направления и элеронов обычно строят не по углу скольжения р, а по балансировочному углу -крена у. Это объясняется тем, что в полете угол крена измерить проще, чем угол скольжения. Кроме того, летчику его легче контролировать. В качестве примера на рис. 6.13, б показана балансировочная кривая отклонений элеронов и руля направления в зависимости от угла крена.
При анализе балансировочных диаграмм отклонений рулей в прямолинейном полете со скольжением следует обращать внима- 184
ние на то, хватает ли (достаточно ли) величины отклонений элеронов 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 летчик осуществляет не курсом, а скольжением. Чем меньше скорость
полета, тем больший угол скольжения ^Р при одном и том же боковом ветре (1Гг) и соответственно большие отклонения элеронов и руля' направления необходимы для балансировки. Эффективность органов 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 бокового ветра, как правило, определяется эффективностью элеронов.
Изменение балансировочных отклонений элеронов и руля направления, показанное на рис. 6.13, привычно для летчиков: при скольжении, например, на правое полукрыло нужно отклонять ручку вправо и давить на левую педаль. При правильном характере изменения
Рис. 6.14. Балансировочные кривые усилий на рычагах управления при прямолинейном полете со скольжениемРис. 6.14. Балансировочные кривые усилий на рычагах управления при прямолинейном полете со скольжениемотклонений элеронов иотклонений элеронов ируля направления, потребных для балансировки самолета в прямолинейном полете со скольжением, положительному скольжению р (положительному балансировочному углу крена у) соответствуют отрицательные отклонения элеронов (ручка вправо) и руля направления (дана левая педаль), т. е. выполняются следующие условия: -
Рис. 6.14. Балансировочные кривые усилий на рычагах управления при прямолинейном полете со скольжением
Рис. 6.14. Балансировочные кривые усилий на рычагах управления при прямолинейном полете со скольжением
отклонений элеронов и
отклонений элеронов и
(6.3)(6.3)А^нл.Д6Э q
(6.3)
(6.3)
Д?’Др
А^н п. А8э лД?Д-f ^и-А^н п. А8э лД?Д-f ^и-(6.3')(6.3')или
А^н п. А8э л
Д?Д-f ^и-
А^н п. А8э л
Д?Д-f ^и-
(6.3')
(6.3')
Для отклонения органов управления в балансировочное положение летчик должен приложить к педалям и ручке управления элеронами некоторые усилия Рв и Рэ. Чем больше балансировочные отклонения органов управления, тем большие усилия требуется прикладывать к рычагам управления. Следовательно, балансировочные кривые усилий (рис. 6.14) будут иметь такой же вид, как и балансировочные кривые отклонения элеронов и руля направления.
Как известно, усилия Рв и Ра считаются положительными, если летчик давит на правую педаль и на ручку влево. Так как для
балансировки устойчивого самолета в прямолинейном полете со скольжением на правое полукрыло (Ар>0) требуется давить на левую педаль (ДРн<0) и на ручку вправо (АРэ<0), условия пра
вильного изменения усилий можно записать так:
или
г£_нДЗ
<0;
Д^э
ДЗ
<0
(6.4)
Рис. 6.15. Характерная зависи- Д8Э
мость -гт— от числа М полета Дон
самолетов с треугольными и стреловидными крыльями
Дт
<0;
Д^э
Дт
<0.
(6.4')
правления и от 0,05 до
Градиенты -^
Аоэ ДРДРЭ
Д-[Д-[Д"[
численно равны отклонениям руля направления и элеронов и изменениям усилий на педалях и на ручке, необходимым для изменения в прямоли-
нейном полете со скольжением угла крена на 1°. Летная практика показывает, что приемлемые значения градиентов усилий по углу крена для маневренных самолетов находятся в пределах от 1 до 4 кгс по рулю на- 1 кгс по элеронам. Это значит, что
для балансировки самолета в прямолинейном полете со скольжением усилия на педалях должны быть примерно в 4—5 раз боль
ше, чем на ручке.
Если в систему путевого управления не установлен гидроусилитель, то наблюдающаяся у некоторых самолетов перекомпенса- ция руля направления может существенно изменить характер балансировочных усйлий на педалях. В этом случае летчик должен для предотвращения самопроизвольного увеличения отклонения руля изменять усилие на педалях Ри так, как показано штриховой 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. Отмеченные особенности, естественно, усложняют управление, требуют от летчика повышенного внимания и поэтому являются нежелательными.
Поскольку боковым движением летчик управляет, одновременно отклоняя руль направления и элероны, то характеристики путевого и поперечного управления должны быть определенным образом связаны. Одной из таких характеристик, связывающих Д8Ч / дхэ \ движение крена и рыскания, является отношение -д^- (или-^2- I
показывающее, насколько больше нужно отклонять элероны (ручку Ах3) при прямолинейном полете со <?кольжением, чем руль
направления (педаль Дхп). Для маневренных самолетов, уетойчи- вых р путевом и поперечном отношении, характеристика —в зависимости от режима полета может изменяться в пределах
0,1 <-^-<2,0.
На рис. 6.15 показаны зависимости отношения -^- от числа М полета, характерные для самолетов со стреловидными (сплошная и штриховая линии) и треугольными (штрихпунктирная линия) крыльями. Возможное изменение знака отношения -Ц2- в диапазоне чисел Mi — М2 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 , величина которого определяется выражением
М^^Д AQaeKs, ■(6.5)
где Р—тяга работающего двигателя;
AQnB—дополнительное сопротивление, создаваемое остановившимся двигателем;
гдв — расстояние между осью двигателя и плоскостью симметрии самолета.
Под действием этого момента самолет начнет разворачиваться в сторону отказавшего двигателя, что обусловит возникновение скольжения на полукрыло с работающим двигателем. Если самолет устойчив в путевом и поперечном отношении, то появление угла скольжения р вызовет момент рыскания 7Иу^, препятствующий увеличению угла скольжения, и момент крена Л1 , создающий крен в сторону отказавшего двигателя. По мере увеличения угла скольжения угловая скорость крена увеличивается. Чем больше поперечная устойчивость самолета, меньше скорость полета и на более высоком режиме работали двигатели, тем большее скольжение возникает при отказе двигателя и на больший угол успевает накрениться самолет.
На рис. 6.16 показан характер изменения углов крена и скольжения при отказе левого двигателя в горизонтальном, полете на высоте 5000 м и скорости 700 км/ч. Особенно неблагоприятен отказ бокового двигателя на малых скоростях полета и форсажном режиме работы двигателя.
Рис. 6.16. Изменение углов скольжения и крена при отказе двигателя, расположенного вне плоскости симметрии самолетаРис. 6.16. Изменение углов скольжения и крена при отказе двигателя, расположенного вне плоскости симметрии самолетаРис. 6.17. Балансировочные кривые при прямолинейном полете с отказавшим (левым) двигателемРис. 6.17. Балансировочные кривые при прямолинейном полете с отказавшим (левым) двигателем
Рис. 6.16. Изменение углов скольжения и крена при отказе двигателя, расположенного вне плоскости симметрии самолета
Рис. 6.16. Изменение углов скольжения и крена при отказе двигателя, расположенного вне плоскости симметрии самолета
Рис. 6.17. Балансировочные кривые при прямолинейном полете с отказавшим (левым) двигателем
Рис. 6.17. Балансировочные кривые при прямолинейном полете с отказавшим (левым) двигателем
Возникновение скольжения самолета 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 воздухозаборника с боковыми входами сопровождается несимметричным изменением давления на левой и пра-
вой боковых поверхностях фюзеляжа перед воздухозаборником, что может вызвать колебания рыскания и крена. Удержать самолет от кренения и прекратить колебания одними органами управления не всегда возможно. Может потребоваться дросселирование или даже выключение работающего двигателя.
При отказе двигателя в полете сначала следует с помощью элеронов и руля направления устранить кренение и разворот самолета в сторону этого двигателя. На малых скоростях, когда эффективность 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 следует сбалансировать самолет в прямолинейном полете.
Полет с несимметричной тягой. Прямолинейный полет с несимметричной тягой можно выполнять с различными углами скольжения. При этом в зависимости от величины и знака угла скольжения будут требоваться различные балансировочные отклонения руля направления, элеронов и крена. На рис. 6.17 в качестве при- 188
мера показаны отклонения руля направления Вн, элеронов Вэ и угла крена у, необходимые для балансировки самолета в прямолинейном полете при отказе левого двигателя. При рассмотрении этих балансировочных кривых можно выделить три наиболее характерных режима полета с отказавшим двигателем.
Рис. 6.18. Силы, действующие па самолет при прямолинейном полете без крена с отказавшим (левым) двигателемРис. 6.18. Силы, действующие па самолет при прямолинейном полете без крена с отказавшим (левым) двигателемРис. 6.19. Силы, действующие на самолет при прямолинейном полете без скольжения с отказавшим (левым) двигателемРис. 6.19. Силы, действующие на самолет при прямолинейном полете без скольжения с отказавшим (левым) двигателем
Рис. 6.18. Силы, действующие па самолет при прямолинейном полете без крена с отказавшим (левым) двигателем
Рис. 6.18. Силы, действующие па самолет при прямолинейном полете без крена с отказавшим (левым) двигателем
Рис. 6.19. Силы, действующие на самолет при прямолинейном полете без скольжения с отказавшим (левым) двигателем
Рис. 6.19. Силы, действующие на самолет при прямолинейном полете без скольжения с отказавшим (левым) двигателем
Полет без крена (положение 1 на рис. 6.17). Силы, действующие на самолет при полете без крена, показаны на рис. 6.18. В этом случае полет осуществляется со скольжением на полукрыло с отказавшим двигателем. Боковая аэродинамическая сила Zp, обусловленная скольжением, уравновешивается силой ZH> создаваемой отклонением руля направления. Поэтому шарик указателя скольжения Находится в центре, хотя полет осуществляется со скольжением. Такой способ балансировки целесообразен при полете в сложных метеоусловиях. Однако в этом случае требуются большие отклонения руля направления, необходимые не только для балансировки момента, создаваемого несимметричной тягой уИ , но и момента Л®, стремящегося устранить скольжение. Кроме того, скольжение приводит к увеличению лобового сопротивления и, как следствие, к повышенному расходу топлива.
Полет без скольжения (положение // на рис. 6.17); Силы, действующие на самолет при полете без скольжения, пока-
Рис. 6.20. Силы, действующие на самолет при прямолинейном полете с креном и скольжением в сторону работающего двигателяРис. 6.20. Силы, действующие на самолет при прямолинейном полете с креном и скольжением в сторону работающего двигателя
Рис. 6.20. Силы, действующие на самолет при прямолинейном полете с креном и скольжением в сторону работающего двигателя
Рис. 6.20. Силы, действующие на самолет при прямолинейном полете с креном и скольжением в сторону работающего двигателя
заны на рис. 6.19. В этом случае для балансировки самолета требуется отклонение руля направления только для уравновешивания момента от несимметричной тяги.
Сила ZH, вызванная отклонением руля направления, приложена выше центра тяжести и поэтому создает некоторый момент, накреняющий самолет на полукрыло с отказавшим двигателем. Для его балансировки необходимо незначительно откло: нить элерон (в рассматриваемом случае отклонить ручку вправо). Для уравновешивания боковой аэродинамической силы ZH, создаваемой рулем направления, требуется создать небольшой угол крена на полукрыло с работающим двигателем. В эту же сторону отклонен шарик указателя скольжения, несмотря на то что скольжения нет. Поскольку при рассматриваемом способе 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 неотк л оненным рулем направления (положение /// на рис. 6.17). Силы, действующие на самолет в рассматриваемом случае, 'показаны на рис. 6.20. Полет осуществляется с креном и скольжением в сторону работающего двигателя. Крен необходим для ба= лансировки боковой аэродинамической силы Z^ возникающей при скольжении. Момент рыскания М , создаваемый несимметричной тягой, уравновешивается моментом ТИР^ обусловленным путевой устойчивостью. Большие потребные углы скольжения и крена при таком способе балансировки неудобны в прямолинейном полете и практически не применяются. Вместе с
тем при недостаточной эффективности руля направления (например, при подтягивании во время захода на посадку) часто применяется 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 несимметричной тягой указатель скольжения дает неправильные показания. Это объясняется тем, что по принципу работы он реагирует не на скольжение, а на боковую силу. В обычном полете появление боковой силы является следствием возникновения скольжения. При полете с несимметричной тягой возникновение боковой силы
связано не только со скольжением, но и с отклонением руля направления, необходимым для уравновешивания момента М .
§ 6.5. ХАРАКТЕРИСТИКИ БОКОВОЙ УПРАВЛЯЕМОСТИВ КРИВОЛИНЕЙНОМ ПОЛЕТЕ
Предположим, что летчик, совершая прямолинейный полет и начиная какой-либо маневр, создает вращение самолета вокруг продольной оси с некоторой угловой скоростью крена шж. С этой целью он прикладывает некоторое усилие Рэ к ручке управления
и отклоняет элероны на величину 8Э. В результате появляется момент крена VW8^ ко
торый вызывает ускоренное вращение самолета вокруг продольной оси. По мере увеличения угловой скорости вращения шх будет расти демпфирующий момент ^жхшж. пре-
Рис. 6.21. Изменение угла крена и угловой скорости крена при отклонении элероновРис. 6.21. Изменение угла крена и угловой скорости крена при отклонении элероновпятствующий вращению. При некоторой угловой скорости демпфирующий момент уравновесит момент крена от элеронов, и самолет при неизмен
Рис. 6.21. Изменение угла крена и угловой скорости крена при отклонении элеронов
Рис. 6.21. Изменение угла крена и угловой скорости крена при отклонении элеронов
ном положении элеронов будет вращаться с постоянной угловой скоростью крена (°\)ус1 (рис. 6.21).
устуст= 0,= 0,Установившееся значение угловой скорости крена можно найти из следующего условия:
уст
уст
= 0,
= 0,
откуда
(6.6)(6.6)
(6.6)
(6.6)
Полному отклонению элеронов будет соответствовать максимальная угловая скорость крена («>ж)тах> которая является важной 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 самолета. С этой целью в некоторый момент времени /1 (рис. 6.21) рн возвращает элероны в нейтральное положение. В результате на самолет будет действовать только демпфирующий момент крена ■М™-^, который полностью погасит угловую скорость вращения. За это время самолет успеет накрениться на угол у.
Из уравнения (6.6) можно получить отношение приращения установившейся угловой скорости крена к вызвавшему его приращению отклонения элеронов:
mt9
Характеристика эффективности элеронов -^ показывает, какую угловую скорость крена приобретает самолет при отклонении элеронов на 1°. Чем больше значение этого отношения, тем больше
Рис. 6.22. Зависимость эффективности элеронов от числа М полетаРис. 6.22. Зависимость эффективности элеронов от числа М полета
Рис. 6.22. Зависимость эффективности элеронов от числа М полета
Рис. 6.22. Зависимость эффективности элеронов от числа М полета
эффективность элеронов (рис. 6.22). С увеличением скорости полета величина ^"Л, характеризующая демпфирующий момент крена, уменьшается. Если бы характеристика эффективности эле’3„Ды
Д“х Двэ ’Д“х Двэ ’ронов /п/оставалась неизменной, отношение-д^- с ростом скорости полета увеличилось бы. Однако на больших околозвуковых и особенно сверхзвуковых скоростях полета величина nt^ существенно
Д“х Двэ ’
Д“х Двэ ’
покапокауменьшается, что и объясняет изменение отношения
пока
пока
занное на рис. 6.22.
Иногда в качестве характеристики поперечной управляемости применяется величина, обратная
ДВЭ __Д<й„ДВЭ __Д<й„тх*V9тх*V9(6.8)(6.8)
ДВЭ __
Д<й„
ДВЭ __
Д<й„
тх*
V9
тх*
V9
(6.8)
(6.8)
Она называется градиентом отклонения элеронов по угловой скорости крена. Градиент -^- численно равен отклонению элеронов, необходимому для получений угловой скорости крена в 1 рад/с.
192
Важной характеристикой управляемости самолета в криволинейном движении является градиент усилия по угловой скорости крена . Он численно равен усилию на ручке управления элеронами, необходимому для получения установившейся угловой скорости крена, равной 1 рад/с. Градиент усилия по угловой ско-
Д8Э
рости крена прямо пропорционален градиенту и зависит от передаточного отношения от ручки к элеронам и жесткости загрузочного механизма.
ГЛАВА 7
ВЗАИМОДЕЙСТВИЕ ПРОДОЛЬНОГОИ БОКОВОГО ДВИЖЕНИЙ
Значительное изменение аэродинамических форм и компоновки современных самолетов привело к существенному усилению взаимодействия продольного и бокового движений. В результате этоло взаимодействия на некоторых режимах полета может наблюдаться необычная, на первый взгляд противоестественная реакция самолета 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 перекрестных связей. "
ФИЗИЧЕСКАЯ ПРИРОДА ПЕРЕКРЕСТНЫХ СВЯЗЕЙ
Аэродинамические перекрестные связи. Под аэродинамическими перекрестными связями понимают зависимость аэродинамических сил и моментов продольного движения от параметров бокового движения и, наоборот, зависимость аэродинамических сил и моментов бокового движения от параметров продольного движения. У современных самолетов 'наиболее сильно проявляется зависимость боковых моментов, а значит, и характеристик боковой устойчивости и управляемости от параметров продольного движения: угла атаки а и числа М полета.
Примером возникновения аэродинамической перекрестной связи может служить зависимость характеристики поперечной устойчивости т?х от угла атаки а и числа М полета (рис. 4.20 и 6.10). Физические причины этой зависимости у самолетов со стреловидными и треугольными крыльями были рассмотрены в главах 4 и 6. При уменьшении угла атаки поперечная устойчивость у таких самолетов существенно уменьшается. В результате этого при некотором небольшом положительном или отрицательном угле атаки са- 194
молет становится нейтральным в поперечном отношении. При дальнейшем уменьшении угла атаки он становится поперечно неустойчивым. Это значит, что в зависимости от исходного угла атаки создание одного и того же скольжения может вызвать изменение не только момента крена по величине, но и по знаку, изменяя прямую реакцию по крену на отклонение руля направления на обратную, и наоборот. Если при положительном угле атаки летчик 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 перекрестной связи, оказывающей большое влияние на проявление взаимосвязи продольного и бокового движений, может служить .зависимость путевой устойчивости (m^j, а соответственно и момента рыскания от угла атаки и числа М полета (рис. 4.20). Эта зависимость 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- Щем угле атаки осуществляется полет. С увеличением сверхзвуко- рой скорости полета на некотором большом угле атаки самолет может вообще потерять путевую устойчивость. В этом случае при появлении скольжения возникнет момент рыскания, который стремится увеличить угол скольжения.
При полете на больших приборных скоростях и числах М наблюдается существенное падение эффективности как поперечного, так и путевого управления самолетом. Эффективность элеронов уменьшается и при полете на больших углах атаки на дозвуковых 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 момента крена на величину Дтж. Значит, изменение таких параметров продольного движения, как угол атаки и число М полета, будет вызывать изменение моментов крена и рыскания, что приведет к изменению параметров бокового движения.
Особенно сильная взаимосвязь продольного и бокового движений может наблюдаться на больших углах атаки, когда возможно возникновение срыва потока (глава 8).
Кинематические перекрестные связи. Эти связи возникают при вращении самолета, которое сопровождается периодическим изменением углов атаки и скольжения, от величины которых зависят силы и моменты в продольном и боковом движениях. При рассмотрении эффективности элеронов на больших углах атаки (глава 6) уже обращалось внимание на существование кинематической перекрестной связи между углом атаки и скольжения. Рассмотрим более подробно проявление этой связи в наиболее характерном случае.
Предположим, что самолет выполняет полет с некоторым положительным углом атаки а при угле скольжения р = 0 (рис. 7.1, а). Пусть летчик отклонением ручки управления влево создал вращение самолета вокруг продольной оси с некоторой угловой скоростью (ож. Легко заметить, что такое вращение будет сопровождаться периодическим изменением углов атаки и скольжения. В самом деле, при накренении самолета угол атаки начнет уменьшаться, но появится скольжение на опущенное полукрыло. Если
а 6 в г а
Рис. 7.1. Изменение углов атаки и скольжения при вращениисамолета вокруг продольной оси
самолет не препятствует изменению углов атаки и скольжения и вращение происходит строго вокруг продольной оси Oxv то при накренении на 90° угол атаки станет равным нулю, а скольжение на опущенное левое полукрыло достигнет угла —0, равного по величине исходному значению угла атаки (рис. 7.1,6). Дальнейшее вращение самолета приведет к уменьшению угла скольжения и появлению отрицательного угла атаки (рис. 7.1, в), затем к исчезновению угла атаки и возникновению скольжения на правое пйлу- крыло и т. д.
В соответствии с изменением углов атаки и скольжения меняется поперечный момент, который при одном и том же отклонении элеронов будет либо увеличивать, либо уменьшать угловую скорость вращения самолета. Таким образом, меняя угол атаки, летчик может при неизменном положении элеронов изменять в широких пределах угловую скорость креиа. Особенность эту необходимо учитывать при пилотировании, чтобы значительное уменьшение угловой скорости на больших углах атаки или выход на чрезмерно большие угловые скорости крена при малых положительных или отрицательных углах атаки не были для летчика неожиданностью. . .
При рассмотрении реакции самолета на отклонение элеронов мы предполагали, что его вращение происходит строго вокруг продольной оси Охь Чем меньше продольная и путевая устойчивость самолета и больше угловая скорость крена, тем ближе к продольной оси О%! действительная ось вращения самолета. Наличие устойчивости по перегрузке и путевой устойчивости обусловливает при изменении углов атаки и скольжения появление восстанавливающих продольных ■ и путевых моментов, которые, создавая угловые скорости тангажа шг и рыскания ыу, препятствуют изменению углов атаки и скольжения при вращении самолета. Так, например, уменьшение угла атаки и появление скольжения на опускающееся полукрыло при вращении самолета сопро- 196
вождается возникновением кабрирующего момента, стремящегося восстановить исходный угол атаки, и появлением момента рыскания, стремящегося опустить нос самолета и устранить возникшее скольжение.'
Если угловая скорость вращения самолета велика, а 'запасы устойчивости по перегрузке и путевой устойчивости малы, то стабилизирующие моменты Л4*а и М^ не успевают значительно от
клонить ось вращения самолета и она практически совпадает со
связанной продольной осью 0%i (рис. 7.1). При малой угловой скорости вращения и больших запасах устойчивости по перегрузке 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 Oxi (рис. 7.2).
Инерционные перекрестные связи. Одной из причин возникновения инерционных перекрестных связей является гироскопический момент ритора двигателя [формула (4.11)], появляющийся при вращении самолета вокруг оси, не совпадающей с собственной осью вращения ротора двигателя. Влияние действия гироскопического момента ротора двигателя на динамику движения самолета определяется соотношениями величины гироскопического момента и моментов инерции самолета относительно осей Оух и Ozx. Это влияние может быть значительным у самолетов с винтовыми двигателями, имеющими большие моменты инерции винта (ротора) двигателя. У самолетов с ТРД это влияние может быть заметным только при полете на сравнительно малых скоростях.
У современных маневренных самолетов при движении с большими скоростями вращения преобладающее влияние на динамику могут оказать перекрестные инерционные связи, определяемые распределением масс грузов и частей самолета. Появляющиеся при вращении инерционные (гироскопические) 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 путевом отношении самолете незначительным увеличением углов атаки и скольжения. С ростом скорости вращения вокруг оси, не совпадающей с одной из связанных осей, инерционные моменты увеличиваются пропорционально квадрату угловой скорости. Поэтому для их балансировки требуются большие стабилизирующие аэродинамические моменты, а следовательно, значительное изменение
углов атаки и скольжения. При некоторой большой скорости вращения аэродинамические моменты уже не уравновешивают инерционные моменты и самолет становится неустойчивым либо в путевом, либо в продольном отношении.
Изменение аэродинамической компоновки современных самолетов, связанное с применением тонких крыльев малого удлинения, привело к тому, что масса самолета располагается в основном вдоль фюзеляжа. Поэтому моменты инерции самолета /у и Jz возросли во много раз по сравнению с моментом инерции /«. В результате такого- изменения инерционных характеристик самолетов увеличиваются разности 1Я— 1$ и /г — /ж, что сопровождается ростом инерционных моментов 7ИУин и 7Игин [формулы (4J2) и (4.13)] и, как следствие, уменьшением угловых скоростей крена, при которых наблюдается потеря путевой или продольной устойчивости.
Критические угловые скорости крена можно определить по следующим приближенным выражениям: .
где мКРя и о)кр^ —критические угловые скорости, при которых теряется соответственно продольная и путевая устойчивость.
Так как ■
• М« = тп»^8Ь\ '
то критические скорости вращения самолета тем больше, чем больше продольная (тп”) и путевая (тп|) устойчивость и чем на большей приборной скорости осуществляется полет. При изменении режима полета меняются характеристики /п” и тп|, а следовательно, и критические скорости вращения.
На рис. 7.3 показана характерная зависимость критических скоростей вращения современного самолета от числа М полета. Как видно, критические скорости <oKPs и <окр₽ могут существенно отличаться одна от другой. При этом если на дозвуковых скоростях полета наименьшее значение критической скорости вращения обычно определяется продольной устойчивостью, то на больших сверхзвуковых скоростях онО определяется путевой устойчивостью.
Предположим, что при вращении вокруг продольной оси самолет превысил наименьшую Критическую скорость, определяемую, 198
дольную ось самолета от его оси вращения, второе (рис. 7.1,6) при переходе угла атаки в угол скольжения в процессе вращения будет уменьшать угол скольжения и совмещать продольную ось самолета с его осью вращения. Аналогичная картина имела бы место и при потере путевой, но сохранении продольной устойчивости. Таким образом, проявление взаимосвязи продольного и бокового движений, обусловливая при вращении потерюдольную ось самолета от его оси вращения, второе (рис. 7.1,6) при переходе угла атаки в угол скольжения в процессе вращения будет уменьшать угол скольжения и совмещать продольную ось самолета с его осью вращения. Аналогичная картина имела бы место и при потере путевой, но сохранении продольной устойчивости. Таким образом, проявление взаимосвязи продольного и бокового движений, обусловливая при вращении потерюРис. 7.3. Зависимость критических угловых скоростей вращения от числа М полетаРис. 7.3. Зависимость критических угловых скоростей вращения от числа М полетанапример, устойчивостью по перегрузке. На первый взгляд может ^оказаться, что в этом случае самолет, неограниченно увеличивая угол атаки, под действием разности инерционного и аэродинамического моментов займет положение, перпендикулярное вектору скорости. В действительности этого не получается. В рассматриваемом 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 процессе вращения будет уменьшать угол скольжения и совмещать продольную ось самолета с его осью вращения. Аналогичная картина имела бы место и при потере путевой, но сохранении продольной устойчивости. Таким образом, проявление взаимосвязи продольного и бокового движений, обусловливая при вращении потерю
дольную ось самолета от его оси вращения, второе (рис. 7.1,6) при переходе угла атаки в угол скольжения в процессе вращения будет уменьшать угол скольжения и совмещать продольную ось самолета с его осью вращения. Аналогичная картина имела бы место и при потере путевой, но сохранении продольной устойчивости. Таким образом, проявление взаимосвязи продольного и бокового движений, обусловливая при вращении потерю
Рис. 7.3. Зависимость критических угловых скоростей вращения от числа М полета
Рис. 7.3. Зависимость критических угловых скоростей вращения от числа М полета
устойчивости, не приводит к неограниченному увеличению углов атаки и скольжения.
Так как вращение самолета с угловой скоростью, превышающей наименьшее значение критической скорости, связано с большим влиянием инерционных моментов, то такое движение иногда называют инерционным вращением (точнее, аэроинер- ционным вращением). Область неустойчивого вращения самолета вокруг продольной оси обычно находится в диапазоне между наименьшей (первой) и наибольшей (второй) критическими скоростями.
Чем меньше отличаются критические угловые скорости юкр и юкР?, тем меньше область неустойчивого вращения. Из рис. 7.3 Видно, что области неустойчивого вращения на дозвуковых скоростях полета существенно меньше, чем на сверхзвуковых. Поэтому Может показаться, что на сверхзвуковых скоростях полета легче войти в эту опасную область. Однако, чтобы сделать заключение р возможности попадания в область неустойчивого вращения, необходимо сравнить значения критических скоростей вращения с максимально возможными угловыми скоростями крена, определяемыми эффективностью органов управления. С этой целью на рис. 7.3 штриховой и штрихпунктирной линиями показаны установившиеся угловые скорости крена, соответствующие максимальному отклонению элеронов разной эффективности. Как видно, в диапазоне чисел М2<М<Мз даже при полном отклонении элеронов (штрихпунктирная линия) невозможно вообще достичь наименьшей критической скорости крена.
Так как при уменьшении высоты полета на одном и том же числе М возрастают приборные скорости, а следовательно, и критические скорости вращения, то при полете на малых высотах наименьшая критическая скорость вращения оказывается существенно больше угловой скорости крена, необходимой для выполнения 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 определенные значения углов атаки и скольжения, но для этого требуется некоторое время, зависящее от соотношения моментов инерции -р и -^-.
Вследствие сравнительно малых значений моментов инерции Jx современный самолет значительно быстрее изменяет угол крена и угловую скорость крена, чем углы атаки и скольжения. Быстро достигнув первой критической скорости, самолет не успевает существенно изменить углы атаки и скольжения. Из этого важного .обстоятельства следует, что если самолет находится в неустойчивой области незначительное время, то, несмотря на большую угловую скорость вращения, его можно легко вывести из этой области.
ОСОБЕННОСТИ ПРОЯВЛЕНИЯ ВЗАИМОСВЯЗИ ПРОДОЛЬНОГОИ БОКОВОГО ДВИЖЕНИЙ ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ МАНЕВРОВ
Совместное проявление аэродинамических, кинематических и инерционных перекрестных связей характеризует взаимосвязь продольного 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 боковой пг и нормальной Пу перегрузок, не соответствующих отклонению руля направления и стабилизатора. Необычное изменение параметров движения может быть при выполнении сложных и энергичных маневров, связанных с одновременным вращением самолета вокруг двух осей. К таким маневрам можно отнести, например, выход из пикирования или вход в горку с одновременным энергичным разворотом (вращением вокруг продольной оси), резкое перекладывание 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 (пу~1) на высоте 11 700 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.
Рис. 7.4. Проявление взаимосвязи продольного и бокового движений при одновременном отклонении элеронов и руля направленияРис. 7.4. Проявление взаимосвязи продольного и бокового движений при одновременном отклонении элеронов и руля направления
Рис. 7.4. Проявление взаимосвязи продольного и бокового движений при одновременном отклонении элеронов и руля направления
Рис. 7.4. Проявление взаимосвязи продольного и бокового движений при одновременном отклонении элеронов и руля направления
Если бы были отклонены только элероны, то при вращении самолета вокруг продольной оси из-за кинематической связи углов атаки и скольжения начал бы уменьшаться угол атаки и появилось бы скольжение на правое
полукрыло. Отклонение же стабилизатора вызывает кабрирование самолета с угловой скоростью шг. В результате одновременного отклонения элеронов и стабилизатора при накренении самолета угол атаки не умень- шается, а увеличивается. Это приводило бы при вращении к более интенсивному росту угла скольжения на опускающееся (правое) полукрыло даже при неотклонен- ном руле направления.
Однако в рассматриваемом примере летчик недостаточно точно фиксирует руль направления и сразу после отклонения элеронов и возникновения вращения допускает «увод» руля направления влево. Такое отклонение руля направления также способствует увеличению угла скольжения на правое, крыло.
Следует подчеркнуть, что в данном случае отклонение руля направления есть следствие скольжения, а не его причина. Последнее подтверждается тем, что отклонение руля направления-происходит 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 самопроизвольного отклонения руля направления является шарнирный момент, появляющийся при скольжении. Так, например, при скольжении на правое полукрыло с углом р (рис. 7.5) на руль направления действует боковая аэродинамическая сила ZH, которая относительно оси вращения создает шарнирный момент Мщ. Если .педали освобождены, то под действием этого момента руль направления будет стремиться стать по потоку (точнее, занять положение, при котором шарнирный момент станет равным нулю). Отклрнени§ же руля направления на величину 8ц вызовет изменение боковой аэродинамической силы
стремиться развернуть самолет влевостремиться развернуть самолет влевовертикального оперения на некоторую величину Д2в.о (рис. 7.5). Это обусловит.появление момента рыскания kMv, который будет
стремиться развернуть самолет влево
стремиться развернуть самолет влево
ДМУ/-ДМУ/-Рис. 7.5. Изменение момента рыскания вследствие самопроизвольного отклонения освобожденного руля направления при скольженииРис. 7.5. Изменение момента рыскания вследствие самопроизвольного отклонения освобожденного руля направления при скольжениии увеличить скольжение на правое полукрыло. Отсюда
ДМУ/-
ДМУ/-
Рис. 7.5. Изменение момента рыскания вследствие самопроизвольного отклонения освобожденного руля направления при скольжении
Рис. 7.5. Изменение момента рыскания вследствие самопроизвольного отклонения освобожденного руля направления при скольжении
следует, что самолет без гидроусилителя в системе путевого управления с освобожденными педалями имеет меньшую путевую устойчивость, чем с зажатыми.
Таким образом, отклонение элеронов и стабилизатора в рассматриваемом на рис. 7.4 случае сопровож
дается вращением самолета вокруг трех осей с угловыми скоростями шх, шу и toz. Одновременное вращение самолета с угло
выми скоростями шх и шг эквивалентно его вращению вокруг оси а—а с угловой скоростью ш (рис. 7.6). При таком вращении появляется инерционный момент [формула (4.13)]:
тИ = (J — У ) <о<о
Лин ' *
Рис. 7.6. Появление инерционного момента рыскания при одновременном вращении самолета с угловыми скоростями шх и ши
который стремится развернуть самолет влево и увеличить скольжение на правое полукрыло. В результате происходит резкий заброс боковой перегрузки до пг =—1,4 (рис. 7.4). Скольжение на правое крыло обусловит появление большого момента крена, который, несмотря на то, что элероны отклонены на величину 8э = —17°, прекращает вращение самолета вправо и с момента ^= 15,3 с вызывает вращение в противоположную сторону с большой угловой скоростью крена (от —2 до —3 рад/с). В результате такого вращения появится скольжение на левое полукрыло и соответственно возникнет заброс боковрй перегрузки другого знака (пг= + 1,6), 202
Из рассмотренного примера вытекает, что одновременное отклонение элеронов и стабилизатора при энергичном выполнении маневров в отличие от их раздельного отклонения вносит следующие необычные изменения параметров движения:
заброс боковой перегрузки до 1,6, тогда как даже при полном отклонении руля направления у этого самолета на той же высоте и скорости, но без вращения вокруг продольной оси пг не превышает значения ±0,8;
вращение самолета с большой угловой скоростью крена в сторону, противоположную отклонению элеронов.
Как видно из рис. 7.4, при постановке элеронов и руля направления примерно в нейтральное положение, а стабилизатора в положение, соответствующее балансировке при пу=1, самолет практически без запаздывания прекращает вращение. На основе рассмотренного примера можно дать практические рекомендации по технике пилотирования. Чтобы избежать необычных забросов боковой перегрузки и вращения самолета против отклоненных элеронов, не следует допускать резкого отклонения ручки по диагонали на себя. Кроме того, если в системе путевого управления не установлен гидроусилитель, то при вращении самолета летчик не должен допускать самопроизвольного отклонения руля направления.
«АЭРОИНЕРЦИОННОЕ ВРАЩЕНИЕ» И ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКА ПО ВЫВОДУ ИЗ НЕГО.
Условия попадания в область «аэроинерционного вращения» и поведение самолета при потере устойчивости различны на сверхзвуковых и дозвуковых скоростях полета.
Однако во всех случаях характерными признаками входа в «аэроинерционное вращение» являются:•
резкое увеличение скольжения и боковой перегрузки;
энергичное увеличение перегрузки пу, не соответствующее отклонению стабилизатора;
неожиданное изменение угловой скорости крена при постоянном отклонении элеронов.
«Аэроинерционное вращение» на сверхзвуковых скоростях
На сверхзвуковых скоростях полета наименьшая критическая скорость определяется путевой устойчивостью. Это значит, что потеря устойчивости наступит тогда, когда дестабилизирующий инерционный момент МУин превысит стабилизирующий аэродинамический момент рыскания Л4^. Так как
Л4„ =— JA <1>,<о
УиН X Z X) х
то вход в «аэроинерционное вращение» наиболее вероятен тогда, когда маневр осуществляется с такими угловыми скоростями <ож и
toz, произведение которых имеет большое значение по абсолютной величине. Поскольку на больших положительных углах атаки невозможна большая угловая скорость крена, на сверхзвуковых ско-
Рис. 7.7. Благоприятные условия входа в «аэроинерционное вращение» на сверхзвуковых скоростях полетаРис. 7.7. Благоприятные условия входа в «аэроинерционное вращение» на сверхзвуковых скоростях полетаростях полета наиболее опасными в отношении входа в такое вращение являются маневры с отклонением ручки управления по диагонали от себя (рис. 7.7). В этом случае при превышении наименьшей критической скорости инерционный
Рис. 7.7. Благоприятные условия входа в «аэроинерционное вращение» на сверхзвуковых скоростях полета
Рис. 7.7. Благоприятные условия входа в «аэроинерционное вращение» на сверхзвуковых скоростях полета
тровтровдвижения в «аэроинерциоином вра-движения в «аэроинерциоином вра-щении» на сверхзвуковых скоростях полетащении» на сверхзвуковых скоростях полетамомент вызовет энергичное увеличение угла скольжения и ' боковой ■ перегрузки.
тров
тров
движения в «аэроинерциоином вра-
движения в «аэроинерциоином вра-
щении» на сверхзвуковых скоростях полета
щении» на сверхзвуковых скоростях полета
На рис. 7.8 показано изменение основных параметров движения самолета при преднамеренном вводе его в «аэроинерционное вращение» на высоте 17 500 м и числе М=1,9. Из рисунка видно, что летчик отклонением ручки управления от себя создал перегрузку Пу«0. Затем на 15-й секун- . де он отклонил ручку влево (8э=9°) и удерживал ее в этом положении примерно 5 с. В течение этого времени непрерывно возрастала сначала угловая скорость крена их, а затем . из-за роста инерционного момента М резко возросла угловая скорость рыскания шу, что привело к увеличению угла скольжения и боковой перегрузки пг. '
Вследствие кинематической связи углов атаки и скольжения рост последнего привел к росту угла атаки
"И
Пу = 7, хотя стабилизатор удерживался
ложения.
нормальной перегрузки до вблизи нейтрального по-нормальной перегрузки до вблизи нейтрального по-Рассмотрев рис. 7.8, можно сделать следующие выводы.
нормальной перегрузки до вблизи нейтрального по-
нормальной перегрузки до вблизи нейтрального по-
Реакция самолета на отклонение элеронов и стабилизатора
необычная. Так, на 21-й секунде летчик отклоняет элероны против вращения, но самолет продолжает вращаться с большой угловой скоростью крена ох = —(3-^5) рад/с. Летчик, стремясь парировать увеличение нормальной перегрузки, отклоняет ручку от себя (^ = 7°), но перегрузка не уменьшается, а даже кратковременно увеличивается. Такая реакция самолета на отклонение элеронов и стабилизатора свидетельствует о входе самолета в «аэроинерци- онное вращение». Причиной вращения в рассматриваемом случае являются аэродинамические моменты крена, появляющиеся при скольжении, вызванном инерционным моментом рыскания, который тем больше, чем больше угловая скорость крена.
Последовательность входа самолета в рассматриваемое вращение можно представить так. При энергичном отклонении элеронов самолет приобретает некоторую угловую скорость. Она обусловливает появление инерционного момента рыскания ЛТу , который, вызывая угловую скорость рыскания (влево), создает скольжение на правое полукрыло. При таком («благоприятном») скольжении возникает аэродинамический момент крена ТИ^р, увеличивающий угловую скорость. Отсюда следует, что характерным признаком входа самолета в «аэроинерционное вращение» на сверхзвуковых скоростях полета является продолжительное возрастание угловой скорости крена при постоянном отклонении элеронов, сопровождающееся значительным увеличением боковой перегрузки пг. При этом рост угловой скорости вращения вызывается аэродинамическим моментом крена, величина которого зависит от скольжения, определяемого моментом рыскания. Это значит, что применяемый иногда термин «инерционное вращение» недостаточно точно выражает существо явления.
Необычную, отмеченную выше реакцию самолета на отклонение стабилизатора в «аэроинерционном вращении» можно объяснить двумя факторами. .
Во-первых, при отклонении ручки от себя самолет прио-бретает некоторую отрицательную угловую скорость тангажа <oz, что сопровождается возникновением инерционного момента крена Мх = = (7у — 7г)<оу<ог, направленного в сторону вращения. Благодаря этому несколько возрастает угловая скорость крена, что влечет за собой увеличение инерционного момента рыскания, заброса боковой перегрузки и вследствие кинематической связи углов атаки и скольжения некоторого заброса нормальной перегрузки.
Во-вторых, увеличение угловой скорости крена при отклонении стабилизатора вызывает также такой чисто аэродинамический фактор, как различное изменение подъемных сил у правой и Левой половин стреловидного стабилизатора при движении с большим углом скольжения. Так, при скольжении на правое полукрыло на левой половине стабилизатора из-за увеличения эффективного угла стреловидности (х+Р) и затенения его фюзеляжем и вертикальным оперением подъемная сила будет значительно меньшей, чем на правой половине стабилизатора. В результате при от-
клонении ручки управления от себя и увеличении угла атаки стабилизатора появится аэродинамический момент крена, который в рассматриваемом случае будет увеличивать скорость вращения.
Обращает на себя внимание кажущееся несоответствие между угловыми скоростями рыскания и тангажа, с одной стороны, и боковой и нормальной перегрузками — с другой. В самом деле (рис. 7.8), при отрицательной угловой скорости тангажа (на пикирование) нормальная перегрузка иу возрастает, а при большой положительной угловой скорости рыскания «у боковая перегрузка пх, изменяясь по величине, меняет знак. Это объясняется следующим. Начало интенсивного увеличения угловой скорости рыскания на 20-й секунде свидетельствует о потере путевой устойчивости самолета: начинает интенсивно увеличиваться скольжение на правое полукрыло, и боковая перегрузка пг возрастает до —1,5. Но при вращении самолета угол скольжения периодически изменяется, вследствие чего наблюдаются колебания боковой перегрузки. Это отчасти объясняется и непроизвольными отклонениями руля направления при таком движении. Наличие кинематической связи углов скольжения и атаки сопровождается при изменении угла скольжения изменением угла атаки и нормальной перегрузки. Таким образом, можно сказать, что нормальная перегрузка «следит» за изменением боковой перегрузки.
Вращение самолета с отрицательной угловой скоростью тангажа при большой положительной нормальной перегрузке указывает на то, что самолет еще сохраняет продольную устойчивость и сам стремится уменьшить перегрузку, не соответствующую отклоненному положению стабилизатора.
Поскольку причиной «аэроинерционного вращения» является возникновение скольжения, то для вывода самолета из этого режима необходимо прежде всего устранить или уменьшить скольжение (боковую перегрузку).. Для этого достаточно зафиксировать руль направления в нейтральном положении. Если в системе управления рулем направления не установлен гидроусилитель, то для фиксации руля направления в нейтральном положении могут потребоваться значительные (до 100 кгс) усилия на педалях.
Так как на сверхзвуковых скоростях полета «аэроинерционное вращение» может происходить как на больших положительных, так и на больших отрицательных углах атаки, для исключения ошибки при выводе из этого вращения рекомендуется ручку управления устанавливать в нейтральное положение.
Из рис. 7.8 видно, что при попадании в «аэроинерционное вращение» на сверхзвуковых скоростях самолет интенсивно теряет скорость (число М). Это сопровождается таким изменением наибольшей и наименьшей критических скоростей вращения (рис. 7.3), что область неустойчивого вращения уменьшается. При некотором числе М, близком к единице, первая и вторая критические скорости становятся равными, что указывает на исчезновение области 206
неустойчивого вращения. Отсюда следует, что по мере потери скорости выход из «аэроинерционного вращения» облегчается: в некоторых случаях самолет сам может прекратить вращение.
«Аэроинерционное вращение» на дозвуковых скоростях
На таких скоростях полета значения наименьшей и наибольшей критических скоростей вращения близки. Поэтому область неустойчивого вращения здесь сравнительно узкая. Однако непроиз-
Рис. 7.9. Благоприятные условия входа в «аэроинерционное вращение» на дозвуковых скоростях полета
вольное попадание самолета в такое вращение более вероятно именно на дозвуковых скоростях полета, когда эффективность элеронов велика, вследствие чего при резком их отклонении самолет сравнительно быстро «раскручивается».
На дозвуковых скоростях полета наименьшая критическая скорость у сверхзвукового самолета обычно определяется продольной устойчивостью. Это значит, что потеря устойчивости наступит тогда, когда дестабилизирующий инерционный момент тангажа Л1гин превысит восстанавливающий аэродинамический момент тангажа Л1Ч. Так как
7И = (7^ — 7V) <0 <0
то вход в «аэроинерционное вращение» возможен тогда, когда маневр осуществляется одновременно с угловыми скоростями крена шт и рыскания шу.
Попадание самолета в такое вращение на дозвуковых скоростях полета наиболее вероятно при следующем сочетании отклонения органов управления: при малой нормальной перегрузке (цу ^1) летчик перед отклонением ручки, например, вправо или одновременно с отклонением ручки дает левую ногу для создания скольжения, препятствующего вращению. В этом случае самолет вращается с суммарной угловой скоростью « вокруг оси б—б (рис. 7.9). Несовпадение этой оси со связанной продольной осью самолета обусловливает возникновение инерционного пикирующего момента М?, который стремится опустить нос са-
молета и уменьшить угол атаки. Рассматриваемая манера пилотирования способствует вводу самолета в «аэроинерционное вращение» с отрицательными перегрузками, на которых современные самолеты с. треугольными и стреловидными крыльями обычно по-
Рнс. 7.10. Характер изменения параметров движения в «аэроинерционном вращении» на дозвуковых скоростях полета
перечно неустойчивы (w^>0). Потеря поперечной устойчивости приводит к появлению момента крена, увеличивающего угловую скорость вращения. Движение в этом случае напоминает перевернутый штопор, но с большими угловыми скоростями вращения, с большими отрицательной нормальной пу и боковой пг перегрузками.
На рис. 7.10 показаны изменения параметров движения самолета при вводе в «аэроинерционное вращение» на дозвуковой скорости. При полете на Я=10 500 м и Vnp = 520 км/ч летчик отклонением руля направления влево на 5° (дачей левой ноги) создал скольжение на правое полукрыло (отрицательную боковую перегрузку пг = —0,2). Для балансировки возникшего при скольжении момента крена потребовалось отклонить ручку вправо (правый элерон вверх на 8Э=—2,5°). На 8$-й секунде летчик резким, почт# 308
полным отклонением ручки вправо вызвал вращение самолета с большой угловой скоростью крена. Через 2 с (/ = 87 с) элероны практически возвратились в прежнее положение, но угловая скорость крена не уменьшилась, а даже возросла до шх=4 рад/с.
Из рис. 7.10 видно, что вход самолета в «аэроинерционное вращение» на дозвуковых скоростях полета, так же как и на сверхзвуковых, сопровождается необычным изменением параметров движения.
Во-первых, наблюдаются резкие забросы боковой перегрузки пг. Правда, при вращении самолета наблюдаются и значительные отклонения руля направления. Однако нетрудно прийти к выводу, что такое большое увеличение боковой перегрузки связано не с отклонением руля направления. Даже при полном отклонении руля направления в прямолинейном полете у рассматриваемого самолета не представляется возможным получить боковую перегрузку более 0,8—1,0. Кроме того, по характеру изменения отклонения руля направления и по усилиям на педалях (Вн) 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 большие отрицательные углы атаки (перегрузка увеличивается до пу = —4,0), несмотря на то что стабилизатор отклонен на кабрирование (8в~ — Ю°).
В-третьих, при скольжении на правое полукрыло самолет вращается в сторону правого крыла при почти нейтральных элеронах.
Поскольку основной причиной «аэроинерционного вращения» на дозвуковых скоростях полета, как и на сверхзвуковых, является развивающееся скольжение, для вывода самолета из этого режима необходимо прежде всего устранить или уменьшить скольжение. Для этого требуется все органы управления установить в нейтральное положение. В тех случаях, когда эффективность элеронов в «аэроинерционном вращении» сохраняется, на дозвуковых скоростях полета можно вывести самолет из этого режима отклонением элеронов против вращения.
ГЛАВА 8
ОСОБЕННОСТИ ПОЛЕТА НА БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ.ШТОПОР САМОЛЕТА
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 скорость его распространения по крылу в значительной мере определяют закон изменения сил и моментов, а следовательно, и поведение 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 кренящего момента зависит от места возникновения срыва потока, степени неравномерности его развития на левом и правом полукрыльях, скорости распространения, а также от режима полета.
На прямых крыльях начальная зона срыва потока расположена, как правило, в средней (центральной) части крыла, далее срыв потока при небольшом изменении угла атаки распространяется 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 потока, 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 такими крыльями происходит, как правило, при угле атаки, существенно меньшем, чем акр. В данном случае коэффициент подъемной 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 иметь место при симметричном воз-
никновении и распространении зоны срыва по крылу. Такое непроизвольное изменение угла тангажа бывает у са-молетов со стреловидными крыльями вследствие сдвига фокуса вперед при распространении срыва потока от концов крыла (уменьшение и потеря устойчивости по перегрузке).
Начало возникновения срыва потока на крыле и поведение самолета при распространении срыва ограничивают область эксплуатационных углов атаки и углы атаки, соответствующие сваливанию асв (рис. 1.8). Такие углы атаки удается реализовать, как правило, только на дозвуковых скоростях полета. На сверхзвуковых скоростях вследствие большой устойчивости по перегрузке и сравнительно небольшой эффективности стабилизатора обычно не представляется возможным без скольжения выйти на режим сваливания. Кроме того, на таких скоростях и малых высотах полета вследствие больших скоростных напоров увеличение угла атаки может быть ограничено по прочности разрешаемой перегрузкой п? .
При одновременном энергичном создании перегрузки пу и крена самолета подъемная сила распределяется неравномерно на опускающемся и поднимающемся полукрыльях. Поэтому при равных 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 максимально допустимой.
Таким образом, в зависимости от скорости и высоты полета значения эксплуатационных углов атаки могут ограничиваться приближением к сваливанию, эффективностью стабилизатора, достижением максимальной эксплуатационной перегрузки.
Предупреждающим признаком достижения углов атаки, близких к аДоп> часто является начало аэродинамической тряски, возникающей 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 недоиспользованию маневренных возможностей самолета, поэтому на таких самолетах допустимый угол атаки ограничивают созданием искусственных предупреждающих признаков или возникновением покачиваний самолета с крыла на крыло.
В последнее время широкое распространение получил, указатель угла атаки, используемый на многих этапах полета в качестве вспомогательного пилотажного прибора, но главным образом для контроля пилотирования на больших углах атаки. С этим прибором имеет связь специальная сигнализация достижения допустимого угла атаки — световая, звуковая или тактильная (по ощущениям на ручке управления или педалях).
При увеличении угла атаки более аДОй уменьшается эффективность поперечного управления и, как было сказано ранее, может возникнуть покачивание с крыла на крыло или вождение носа
Рис. 8.1. Изменение угла атаки по времени при резком взятии ручки управления на себя и последующей ее отдачеРис. 8.1. Изменение угла атаки по времени при резком взятии ручки управления на себя и последующей ее отдачерегрузку необходимо так, чтобы без существенного заброса.регрузку необходимо так, чтобы без существенного заброса.
Рис. 8.1. Изменение угла атаки по времени при резком взятии ручки управления на себя и последующей ее отдаче
Рис. 8.1. Изменение угла атаки по времени при резком взятии ручки управления на себя и последующей ее отдаче
регрузку необходимо так, чтобы без существенного заброса.
регрузку необходимо так, чтобы без существенного заброса.
самолета, что является вторичным признаком, предупреждающим о приближении к сваливанию. 1
Однако тряска самолета, другие признаки приближения к сваливанию 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 превышения допустимого значения «доп, так как изменение угла атаки запаздывает по отношению к отклонению стабилизатора.
На рис. 8.1 показано изменение угла атаки по времени при резком взятии ручки управления на себя и последующей отдаче от себя с максимально возможной скоростью. Как видно, после отдачи ручки самолет увеличил угол атаки на 14° и превысил асВ. График на рис. 8.1 получен расчетом, в реальном же полете такое пилотирование неминуемо приведет к сваливанию самолета.
Поэтому при ведении воздушного боя пилотировать надо энергично, но не резко, не забывая о рекомендуемой скорости создания перегрузки. Увеличивать пеона достигла заданного значения
Сигнализация допустимого угла атаки обычно учитывает темп увеличения угла атаки и при большой скорости нарастания срабатывает раньше, т. е. на меньших углах атаки.
Летчик должен четко представлять, что причиной образования 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, например при выполнении падения на хвост (рис. 8.2), и не сваливаться на крыло. И наоборот, выполняя вираж на сравнительно большой скорости по прибору, можно, перетянув ручку (т. е. превысив асв), свалиться в штопор.
Таким образом, важнейшей информацией для летчика при маневрировании является информация об угле, атаки. Об использовании указателя угла атаки при маневрировании будет подробнее сказано ниже. Однако в воздушном бою невозможно постоянно 212
следить за показаниями приборов. Здесь приобретает Исключительную роль информация, поступающая от органов чувств летчика, о движении и положении руки, а также об усилиях на рычагах управления. Сигналы от этих органов чувств формируют
Рис. 8.2. Траектория движения самолета при падении на хвост обратную связь, возникающую при выполнении действий органами 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 гидроусилителями такое пилотирование не обеспечивает достаточную точность и безопасность полета. Когда требуется «выжать» максимум маневренных возможностей самолета, приходится пилотировать с некоторыми «запасами» угла атаки и контролировать его по указателю. Задача несколько облегчается при наличии на самолете световой, тактильной или звуковой сигнализации.
«ПОДХВАТ»
В главе 4 было показано, что развитие срыва потока на стреловидном крыле сопровождается перемещением центра давления и фокуса крыла, а также самолета в целом вперед. Это проявляется в соответствующем изменении зависимости продольного момента от коэффициента Су (рис. 4.11), а следовательно, и в балансировочных отклонениях стабилизатора (рис. 8.3). Видно,
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 срУ—Д<р/ДСу становится больше нуля), образуется так называемая «ложка». Если самолет имеет балансировочную кривую подобного 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 перегрузке.
Однако при значении коэффициента подъемной силы Су>Су (рис. 8.3) самолет снова становится устойчивым. Следует иметь в виду, что диапазон и степень неустойчивости зависят от числа М полета, центровки и скоростного напора. При увеличении этих трех параметров начало неустойчивости смещается на меньшие значения коэффициента подъемной силы!
На примере вывода самолета из пикирования рассмотрим подробнее, под действием каких основных моментов самолет изменяет угол атаки и как меняются сами эти моменты. Для того чтобы вывести самолет из пикирования, летчик берет ручку управления на себя, увеличивая угол атаки самолета и подъемную силу, под действием которой и искривляется траектория полета.
Влиянием демпфирующих моментов для простоты рассуждения можно пренебречь.
Летчик, отклоняя ручку управления иа себя, опускает иосок стабилизатора вниз. Вследствие этого иа стабилизаторе возникает приращение аэродинамической силы, направленное также вниз (рис. 8.4). Это приращение силы создает кабрирующий момент AAf;j. Q. Под действием этого момента самолет увеличи- 214
Рис. 8.4. Силы и моменты, действующие на самолетРис. 8.4. Силы и моменты, действующие на самолет
Рис. 8.4. Силы и моменты, действующие на самолет
Рис. 8.4. Силы и моменты, действующие на самолет
вает угол атаки, возрастает подъемная сила и, следовательно, перегрузка. Приращение 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 ДМ2 (рис. 8.4, а). '
Так как по мере увеличения угла атаки подъемная сила самолета возрастает, то и пикирующий момент также растет. Когда он сравняется с кабри- рующим моментом, созданным летчиком при отклонении стабилизатора, угол
при выходе на «подхват»
атаки, а следовательно, и перегрузка " устанавливаются постоянными. Но у самолета со стреловидным крылом начиная с угла атаки, при котором поток срывается 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 ЛЛ4г (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 компенсации кабрирующего момента от крыла.
Таким образом, начиная с некоторого угла атаки самолет становится неустойчивым по перегрузке: при увеличении угла атаки у него не только не возрастает пикирующий момент, а, наоборот, уменьшается, затем увеличивается момент, направленный на кабрирование, т. е. на еще большее увеличение угла атаки. Если своевременно не отдать ручку от себя, могут быть достигнуты перегрузка, превышающая допустимую, либо угол асв, соответствующий сваливанию самолета.
Итак, неустойчивость по перегрузке приводит к непроизвольному кабрированию 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.
На углах атаки, при которых фокус самолета находится вблизи центра тяжести, самолет практически нейтрален по перегрузке. Это означает, что небольшие отклонения ручки и изменения усилия на ручке управления могут привести к существенному изме-
Рис. 8.5. Изменение параметров движения при выходе на «подхват» на режиме вывода самолета из пикированияРис. 8.5. Изменение параметров движения при выходе на «подхват» на режиме вывода самолета из пикирования
Рис. 8.5. Изменение параметров движения при выходе на «подхват» на режиме вывода самолета из пикирования
Рис. 8.5. Изменение параметров движения при выходе на «подхват» на режиме вывода самолета из пикирования
нению перегрузки. Градиенты отклонения ручки и усилия на ней по перегрузке X"s = -^^- и Р"у = -^- становятся близкими к
нулю.
Предупреждением о пилотировании в зоне начала неустойчивости на некоторых самолетах служит тряска.
Темп нарастания перегрузки при «подхвате» зависит от центровки самолета, скорости и высоты полета. Так, например, на малых высотах полета темп нарастания перегрузки при «подхвате» Может быть повышенным.
Практика показывает, что наиболее характерной ошибкой летчика, которая может привести к выходу на «подхват», является
резкое и чрезмерное отклонение стабилизатора, сопровождающееся большими забросами перегрузки.
Чтобы не попадать на режим «подхвата», нельзя превышать допустимые значения угла атаки (коэффициента СУдоп) и резко отклонять ручку управления стабилизатором. На рис. 8.5 в качестве примера показано изменение параметров движения самолета при выходе на «подхват» на режиме вывода самолета из пикирования. В данном случае летчик достаточно плавно брал ручку управления на себя, но не отдал ее при выходе самолета на начало неустойчивости по перегрузке. Самолет вышел на режим «подхвата», и перегрузка возросла в течение одной секунды с пу = 5,6 до пу = 10,1.
Отклонение ручки управления по диагонали при выводе из пикирования может привести к более раннему выходу на «подхват». Последнее объясняется тем, что при таком отклонении ручки управления в результате взаимодействия продольного и бокового движений (глава 7) современные самолеты могут выйти в область неустойчивости по перегрузке при меньших углах атаки.
ШТОПОР САМОЛЕТА
Штопором называется движение самолета по спиральной траектории малого радиуса с одновременным вращением относительно всех трех осей на закритических углах атаки, сопровождающееся частичной или полной потерей управляемости.
Штопор является одним из самых сложных и в ряде случаев весьма опасных движений самолета. Причины штопора и методы вывода из него длительное время не были известны. Летчики, не располагая теоретическими исследованиями, вынуждены были сами искать способы вывода самолета из штопора. Эти поиски увенчались успехом. 26 сентября 1916 г. русский военный летчик К. К- Арцеулов впервые в мире произвел преднамеренный ввод самолета в штопор и вывод из штопора. Это была первая практическая попытка найти решение проблемы штопора. Правда, она не давала ответа на многие вопросы, связанные со штопором. Тем не менее найденный способ вывода самолета из штопора был большим достижением летной практики и как элемент летной подготовки вошел в программу обучения в авиационных школах и училищах.
Теоретическое исследование штопора, позволившее выявить его причины, дать метод его расчета и разработать рациональный способ вывода самолета из штопора, было впервые проведено профессором В. С. Пышновым в 1927—1929 гг.
Самовращение крыла на больших углах атаки
Быстрое вращение самолета при штопоре обусловлено особым свойством крыла на больших углах атаки, называемым самовращением (авторотацией).
При вращении самолета вокруг Продольной оси на малых углах атаки появляется демпфирующий момент, препятствующий вращению (рис. 8.6, ау Другая картина получается на больших углах атаки, когда крыло обтекается частично сорванным потоком. В этом случае при увеличении угла атаки у опускающегося
о — на малых углах атаки; б — на больших углах атаки
полукрыла нормальная аэродинамическая нагрузка из-за развития срыва потока не только не увеличивается, но даже становится меньше, чем у поднимающегося полукрыла (рис. 8.6, б). В результате образуется не демпфирующий момент, как это было при малых углах атаки (рис. 8.6, а), а момент крена Мх, действующий в сторону вращения и стремящийся увеличить угловую скорость вращения шж. По мере увеличения угловой скорости шж растет разность углов атаки левого и правого полукрыльев, а следовательно, и разность нормальных аэродинамических нагрузок опускающегося и поднимающегося полукрыльев. Так может продолжаться до тех пор, пока на поднимающемся полукрыле углы атаки не уменьшатся настолько, что на нем восстановится плавное обтекание, и по мере уменьшения угла- атаки нормальная аэродинамическая сила начнет падать. При некоторой угловой скорости шж разность между аэродинамическими моментами опускающегося и поднимающегося полукрыльев станет равной нулю, вращающий момент Мж исчезнет и крыло будет вращаться с постоянной угловой скоростью.
Вращение крыла с постоянной угловой скоростью на закрити- ческих углах атаки называется самовращением или авторотацией крыла.
Скорость самовращения для данного самолета в значительной степени зависит от угла скольжения. Скольжение на внешнее полукрыло увеличивает скорость самовращения, а внутреннее сколь-
Рис. 8.7. Влияние углов атаки и скольжения на скорость самовращения (пример)Рис. 8.7. Влияние углов атаки и скольжения на скорость самовращения (пример)Рис. 8.8. Влияние скольжения йа срыв потока на крыле и на эффективное удлинение и стреловидность полукрылаРис. 8.8. Влияние скольжения йа срыв потока на крыле и на эффективное удлинение и стреловидность полукрыла
Рис. 8.7. Влияние углов атаки и скольжения на скорость самовращения (пример)
Рис. 8.7. Влияние углов атаки и скольжения на скорость самовращения (пример)
Рис. 8.8. Влияние скольжения йа срыв потока на крыле и на эффективное удлинение и стреловидность полукрыла
Рис. 8.8. Влияние скольжения йа срыв потока на крыле и на эффективное удлинение и стреловидность полукрыла
жение либо уменьшает ее, либо приводит к прекращению самовращения. На рис. 8.7 показан характер изменения скорости самовращения по углам атаки для самолета со стреловидным крылом при (3 = 0 и внешним скольжением с (3 = 7° и (3 = 30°.
Такое влияние скольжения на скорость самовращения объясняется тем, что срыв потока вначале возникает и быстрее распространяется на отстающем (при внешнем скольжении — на опускающемся) полукрыле (рис. 8.8). Это способствует уменьшению нормальной аэродинамической силы на опускающемся полукрыле и при установившейся скорости вращения. Следовательно, и на поднимающемся полукрыле должна быть меньшая аэродинамическая сила при самовращении, чем была бы при отсутствии скольжения. Изменение углов атаки ±Да на полукрыльях должно быть большим, а соответственно и скорость самовращения должна возрасти ^Да^^^у Но скольжение приводит не только к изменению характера распространения срыва. Оно, кроме того, изменяет эффективные удлинения и стреловидности полукрыльев. На поднимающемся полукрыле при внешнем скольжении уменьшается эффективная стреловидность и увеличивается эффективное
удлинение (рис. 8.8). Оба фактора приводят к увеличению наклона кривой С =/(а) у поднимающегося полукрыла по сравнению с исходной характеристикой самолета (следовательно, к большей подъемной силе при данном угле атаки) и соответствующему увеличению угловой скорости самовращения.
Процесс развития движения от сваливания до установившегося самовращения зависит от особенностей изменения всех аэродинамических характеристик на больших углах атаки. А это изменение,
Рис. 8.9. Зависимость коэффициента подъемной силы от характера - изменения угла атаки (гистерезис)Рис. 8.9. Зависимость коэффициента подъемной силы от характера - изменения угла атаки (гистерезис)изменение Су при увеличении угла атаизменение Су при увеличении угла атаво-первых, нелинейно на таких углах атаки, а, во- вторых, неоднозначно, т. е. зависит от изменения параметров движения в каждом конкретном случае сваливания. Одна из основных аэродинамических характеристик — коэффициент подъемной силы — зависит не только от угла атаки и скольжения, но и от скорости их изменения. В частности, на больших углах атаки, когда возникают срывы потока на крыле, ки может протекать иначе,
Рис. 8.9. Зависимость коэффициента подъемной силы от характера - изменения угла атаки (гистерезис)
Рис. 8.9. Зависимость коэффициента подъемной силы от характера - изменения угла атаки (гистерезис)
изменение Су при увеличении угла ата
изменение Су при увеличении угла ата
чем при его уменьшении (явление гистерезиса). При этом каждой скорости изменения угла атаки будет соответствовать свой закон изменения коэффициента Су. На рис. 8.9 показан пример изменения коэффициента Су при гистерезисе.
Это явление можно объяснить тем, что распределение давления по крылу, которое определяет величину коэффициента Су, зависит при каждом значении угла атаки от того, какая часть крыла охвачена срывом потока. Для распространения срыва по крылу необходимо определенное время. При различных скоростях изменения угла атаки одно и то же его значение будет достигнуто в разные промежутки времени, а следовательно, и различные участки крыла будут охвачены срывом потока при этом угле атаки. Это и является причиной различия значений коэффициента подъемной силы при одинаковых величинах угла атаки, но при разных скоростях его изменения.
В процессе сваливания при увеличении угловой скорости крена у опускающегося полукрыла увеличиваются углы атаки, а у пол имающегося уменьшаются. Явление гистерезиса может приводить в этом случае к уменьшению вращающего момента.
Если в дополнение к этому учесть влияние изменения путевой и поперечной устойчивости на больших углах атаки на характер движения самолета при сваливании, можно себе представить сложность физической природы развития штопора у современных са- 220
молетов. Кроме того, расширение эксплуатационных диапазонов высот, чисел М и приборных скоростей полета, большой стреловидности крыльев и оперения приводят к большому многообразию и нестабильности штопора сверхзвуковых самолетов по сравнению с дозвуковыми самолетами. У одного и того же сверхзвукового самолета характеристики штопора могут быть существенно различными в зависимости от начальных условий ввода, продолжительности режима, положения рулей и элеронов в штопоре и пр. Для сверхзвуковых самолетов, как правило, являются характерными значительная неравномерность движения и большие колебания самолета в штопоре. Рассмотрим влияние особенностей боковой устойчивости на характер сваливания самолета.
У современных самолетов, как правило, широкий фюзеляж без сужения хвостовой части, высокорасположенное крыло малой относительной толщины, большой угол стреловидности вертикального оперения. Все это приводит к аэродинамическому затенению вертикального оперения на больших углах атаки, а следовательно, к уменьшению путевой устойчивости на этих углах. В то же время при наличии угла скольжения у самолета со стреловидным крылом изменяется фактический угол стреловидности для каждого из полукрыльев. Это приводит к тому, что у выдвинутого вперед полукрыла увеличивается коэффициент подъемной силы, а у отстающего уменьшается. Следовательно, возрастает момент крена в сторону, обратную углу скольжения, т. е. стреловидность крыла повышает поперечную устойчивость самолета. Причем поперечная устойчивость будет тем больше, чем при большем значении Си выполняется полет.
Если полная потеря путевой устойчивости возникает на меньших углах атаки, чем срыв потока на крыле, то самолет, получив на этих углах атаки некоторое возмущение по углу скольжения, будет реагировать энергичным накренением в сторону, обратную скольжению. Таким образом, без всякого предупреждения самолет в этом случае может войти в крутую спираль. Поскольку это происходит на больших углах атаки, непосредственно после сваливания начнут развиваться срыв пртока, авторотация крыла, а следовательно, и штопор самолета. На таких самолетах следует особенно внимательно следить за тем, чтобы не превышать допустимые значения угла атаки.
Ввод самолета в штопор. Характеристики штопора
Самолет может быть введен в штопор преднамеренно и непроизвольно в результате ошибок в технике пилотирования. Во всех случаях штопору предшествует сваливание самолета.
Вход самолета в штопор возможен при резком несимметричном срыве потока, который может быть вызван скольжением (отклонением руля направления). В этом случае появляется настолько мощный момент крена и такая большая угловая скорость крена, что, несмотря на изменение угла скольжения при накрене-
нии, самолет, уменьшая угловую скорость вращения, продолжает вращаться в прежнем направлении. При повороте самолета вокруг продольной оси на угол у>90° от начального положения, например, вЛево сначала начнет уменьшаться внутреннее скольжение (на левое полукрыло), а с у>180° начнет развиваться внешнее скольжение (на правое полукрыло). Вследствие этого появится момент крена, который будет увеличивать угловую скорость
Рис. 8.10. Траектория движения самолета при входе в штопорРис. 8.10. Траектория движения самолета при входе в штопорвращения.
Рис. 8.10. Траектория движения самолета при входе в штопор
Рис. 8.10. Траектория движения самолета при входе в штопор
Таким образом, даже при преднамеренном вводе современного самолета в штопор, например, отклонением руля направления иа минимальной или близкой к ней скорости вращение самолета носит неравномерный, а в некоторых случаях даже колебательный характер. Неравномерность движения проявляется в изменении угловых скоростей,
углов атаки и скольжения, в результате чего изменяются нормальная и боковая перегрузки. При вводе самолета в штопор с горизонтального полета угол тангажа в начале штопорного движения изменяется настолько сильно (от плюс 20—30° до минус 60—80°), что иос самолета переменно оказывается то выше, то ниже горизонта (рис. 8.10).
С увеличением высоты входа в штопор вращение самолета становится более неравномерным, а частота колебаний увеличивается. В некоторых случаях неравномерность движения может сопровождаться остановками вращения и непроизвольным изменением направления вращения, несмотря на отклонение руля «по штопору». Это очень мешает летчику ориентироваться и правильно определять направление вращения. Увеличение высоты полета неблагоприятно влияет на движение самолета при штопоре, так как уменьшается плотность воздуха, а следовательно, уменьшаются аэродинамические демпфирующие моменты.
В процессе штопора осевая линия, вокруг которой самолет совершает спиралевидное движение (рис. 8.10), непрерывно отклоняется вниз. По мере увеличения угла наклона траектории периодическое изменение угла скольжения и атаки уменьшается и вращение становится более равномерным. Этому способствует также увеличение демпфирующих моментов с уменьшением высоты полета.
У современных самолетов, которые входят в штопор на больших истинных скоростях полета, особенно иа больших высотах, переход от горизонтального полета к вертикальному штопору (и затем к установившемуся) очень длительный.
Некоторые самолеты с треугольным крылом, например МиГ-21,
выполняют более или менее устойчивый штопор только при полностью отклоненной педали и взятой на себя ручке. При освобождении рулей они сами выходят из штопора.
Рис. 8.11. Изменение параметров движения самолета в процессе неустойчивого нормального штопора
Несмотря на многообразие как нормальных (на положительных углах атаки), 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 изменениям направления вращения. В результате действия гироскопического момента ротора двигателя правый штопор может отличаться от левого неравномерностью, особенно в первые 8—12 с. Вследствие изменения угловых скоростей летчик испытывает значительные боковые перегрузки.
На рис. 8.11 приведена запись показаний приборов, полученная в полете при выполнении неустойчивого нормального штопора.
Под устойчивым штопором понимается штопор, в процессе которого самолет не изменяет направления вращения. При этом параметры могут изменяться, но значительно меньше, чем при неустойчивом штопоре. Если в процессе штопора амплитуда
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 показаны изменения параметров движения самолета, полученные в полете при выполнении устойчивого равномерного штопора.
Нормальный штопор может быть устойчивым и неустойчивым. Перевернутый штопор в отличие от нормального всегда характеризуется более равномерным и устойчивым вращением.
Исследования показывают, что при установившемся устойчивом штопоре значения перегрузки, скорости и потери высоты за виток определяются величинами угла атаки самолета при штопоре. Так, при вертикальном установившемся штопоре перегрузка пш* и скорость уШт определяются выражениями:
1 .
ЛШТ Sina ’•
'V -VT" V
шт — г шт mtn.
Так, если угол атаки примерно равен 45е, то перегрузка и скорость в процессе штопора имеют следующие значения:
Л™т = sin 45° = 1 »41»
Ушт = 1^1.41 Ут|п % 1,2Ут1п,
При минимальной приборной скорости ПпРт.п=200 км/ч минимальная истинная скорость на высоте 11 000 м будет равна примерно 360 км/ч (100 м/с). Тогда Ушт = 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, приблизительно равную:
hB ^ 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 /7=11 000 м, будут увеличиваться,Поскольку при изменении высоты меняется истинная скорость полета, при увеличении высоты более 11000 м скорость штопора и потеря высоты за виток, подсчитанные для /7=11 000 м, будут увеличиваться,соты — уменьшаться. Так, на высоте 18 000 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 представляет какой-либо опасности для самолета. Значительная величина перегрузки может возникнуть лишь при выводе из крутого пикирования, которым обычно заканчивается 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 сравнительно 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-соты — уменьшаться. Так, на высоте 18 000 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 представляет какой-либо опасности для самолета. Значительная величина перегрузки может возникнуть лишь при выводе из крутого пикирования, которым обычно заканчивается 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 сравнительно 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-аапри уменьшении вы-при уменьшении вы-s. 13. Проекцииs. 13. ПроекцииРис.Рис.вектора угловой скорости вращения самолета в процессе вертикального штопоравектора угловой скорости вращения самолета в процессе вертикального штопоракирование.-Угол атаки, при котором балансируется самолет при штопоре, определяется из условия равенства аэродинамического продольного момента MZa продольному инерционному моменту (4.12):^ин = ^У — JX^ ^у^х-кирование.-Угол атаки, при котором балансируется самолет при штопоре, определяется из условия равенства аэродинамического продольного момента MZa продольному инерционному моменту (4.12):^ин = ^У — JX^ ^у^х-
Поскольку при изменении высоты меняется истинная скорость полета, при увеличении высоты более 11000 м скорость штопора и потеря высоты за виток, подсчитанные для /7=11 000 м, будут увеличиваться,
Поскольку при изменении высоты меняется истинная скорость полета, при увеличении высоты более 11000 м скорость штопора и потеря высоты за виток, подсчитанные для /7=11 000 м, будут увеличиваться,
соты — уменьшаться. Так, на высоте 18 000 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 представляет какой-либо опасности для самолета. Значительная величина перегрузки может возникнуть лишь при выводе из крутого пикирования, которым обычно заканчивается 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 сравнительно 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-
соты — уменьшаться. Так, на высоте 18 000 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 представляет какой-либо опасности для самолета. Значительная величина перегрузки может возникнуть лишь при выводе из крутого пикирования, которым обычно заканчивается 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 сравнительно 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-
а
а
при уменьшении вы-
при уменьшении вы-
s. 13. Проекции
s. 13. Проекции
Рис.
Рис.
вектора угловой скорости вращения самолета в процессе вертикального штопора
вектора угловой скорости вращения самолета в процессе вертикального штопора
кирование.-
Угол атаки, при котором балансируется самолет при штопоре, определяется из условия равенства аэродинамического продольного момента MZa продольному инерционному моменту (4.12):
^ин = ^У — JX^ ^у^х-
кирование.-
Угол атаки, при котором балансируется самолет при штопоре, определяется из условия равенства аэродинамического продольного момента MZa продольному инерционному моменту (4.12):
^ин = ^У — JX^ ^у^х-
При установившемся вертикальном штопоре (рис. 8.13) угловые скорости крена Юх и рыскания шу выражаются через угловую скорость штопора <о:
= со cos а;
0)^ = a) sin а,
поэтому формулу для определения продольного инерционного момента ^гин можно записать так:
0)2
^ин = Wy ~ 7*) ~ Sin 2а‘
Зная характеристику самовращения (рис. 8.7) и значения моментов инерции /у и Jx, 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 MZ|m изменяется так, как показано на рис. 8.14. На этом рисунке показана также зависимость аэродинамического момента М2а от угла атаки при отклоненном на кабрирование стабилизаторе (?<0).
Поскольку установившийся штопор возможен только в том случае, когда аэродинамический момент М2д равен инерционному М2иН) для определения ре: жимов установившегося штопора удобно нанести на график зеркальное отображение штопора (штриховая линия на рис. 8.14). Точки Л и В пересечения кри-
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).
Рис. 8.14. Зависимость аэродинамического и инерционного моментов от угла атакиРис. 8.14. Зависимость аэродинамического и инерционного моментов от угла атакиРис. 8.15. Сохранение устойчивого равновесия самолета в процессе штопораРис. 8.15. Сохранение устойчивого равновесия самолета в процессе штопора
Рис. 8.14. Зависимость аэродинамического и инерционного моментов от угла атаки
Рис. 8.14. Зависимость аэродинамического и инерционного моментов от угла атаки
Рис. 8.15. Сохранение устойчивого равновесия самолета в процессе штопора
Рис. 8.15. Сохранение устойчивого равновесия самолета в процессе штопора
Рис. 8.16. Сохранение устойчивости направления оси вращения телаРис. 8.16. Сохранение устойчивости направления оси вращения телаих будут направлены против дейсих будут направлены против дейсприведет к восстановлению первоначального положения оси, т. е.приведет к восстановлению первоначального положения оси, т. е.
Рис. 8.16. Сохранение устойчивости направления оси вращения тела
Рис. 8.16. Сохранение устойчивости направления оси вращения тела
их будут направлены против дейс
их будут направлены против дейс
приведет к восстановлению первоначального положения оси, т. е.
приведет к восстановлению первоначального положения оси, т. е.
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 Хо), тем на большем угле атаки наступит равновесие и, следовательно, более пологим будет штопор.
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 движения легко объясняется следующим простым примером. Пусть два груза / и 2 (рис. 8.16), соединенные стержнем, вращаются относительно оси ОО. Если с помощью кратковременного импульса попытаться изменить положение оси вращения, грузы приобретают некоторую скорость АУ (рис. 8.16, а). Но после поворота грузов на 180° скорости 'вия импульсов (рис. 8.16, б), что
система стремится сохранить положение оси вращения.
Поскольку основной причиной штопора является полет на больших углах атаки, для вывода самолета из штопора необходимо уменьшить угол атаки, а следовательно, и угол между про-
дольной осью самолета и осью вращения. В этом и состоит основная задача вывода самолета из штопора.
угловая скорость вращения,угловая скорость вращения,«г«гРис. 8.17. Влияние отклонения руля направления на инерционный моментРис. 8.17. Влияние отклонения руля направления на инерционный моментРуль направления „по штопору"Руль направления „по штопору"МгМг5а>05в<С5а>05в<СРуль направления „против штопора"Руль направления „против штопора"Для вывода самолета из штопора следует предварительно уменьшить угловую скорость вращения (шх и шу) и тем самым уменьшить инерционный момент Л'1г . С этой целью руль направления отклоняется «против штопора». В результате появляется внутреннее скольжение, уменьшав а следовательно, и инерционный момент (рис. 8.17). С учетом этих особенностей в свое время устанавливалась следующая стандартная методика вывода самолета из штопора:
угловая скорость вращения,
угловая скорость вращения,
«г
«г
Рис. 8.17. Влияние отклонения руля направления на инерционный момент
Рис. 8.17. Влияние отклонения руля направления на инерционный момент
Руль направления „по штопору"
Руль направления „по штопору"
Мг
Мг
5а>0
5в<С
5а>0
5в<С
Руль направления „против штопора"
Руль направления „против штопора"
энергично и полностью отклонить руль направления «против штопора» для уменьшения угловой скорости вращения, а соответственно и инерционных моментов;
через 74—7г витка отклонить 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 стреловидными 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 может привести к нежелательным и даже опасным последствиям. Одной из причин этого является сильная реакция самолетов со стреловидными и треугольными крыльями на скольжение. Несвоевременная постановка руля направления в нейтральное положение может вызвать переход таких, самолетов в штопор противоположного 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 штопоре самолет может прекратить вращение в процессе отклонения руля направления, вследствие чего летчик может не успеть поставить ноги нейтрально и самолет перейдет в штопор другого направления. Кроме того, резкое и полное отклонение ручки управления от себя приводит к переходу в более крутое пикирование, 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 особенности штопора, для современных самолетов рекомендуются четыре метода вывода из нормального штопора (рис. 8.18) и три метода
из перевернутого (рис. 8.19). Все эти методы отличаются один от другого постепенным увеличением эффективности действия рулями для вывода самолета из штопора.
Первый метод вывода
6»,»,» 4Штопор6»,»,» 4ШтопорОО6э*о6э*о° 5 Выводив □ g штопораS § 5м=*о° 5 Выводив □ g штопораS § 5м=*о6н'6н'Лоипопору,Лоипопору,„ниилиниру .„ниилиниру .I е^оI е^оt,ct,c■-' а■-' а6.6.ооВторой метод выводао о Вывод из штопора Штопори,,» „ против шт(,Пора"б3=о 6,= оЛо штопору)Jlo штопору"; 1 ^Второй метод выводао о Вывод из штопора Штопори,,» „ против шт(,Пора"б3=о 6,= оЛо штопору)Jlo штопору"; 1 ^Первый метод *Первый метод *, Штопора || Вывод из*б«тах у штопора, Штопора || Вывод из*б«тах у штопораТретий метод выводаТретий метод выводаВторой методВторой метод§ о Вывод из штопора Штопор? 2„, о р g„Против штопора^Против шУ)рПОРо "5>‘°Г i fl.- r,81{‘бе'* t”c„Пошгогор у" Лоштопору, } у§ о Вывод из штопора Штопор? 2„, о р g„Против штопора^Против шУ)рПОРо "5>‘°Г i fl.- r,81{‘бе'* t”c„Пошгогор у" Лоштопору, } у5|5|Q О§ Вывод из у ® штопораQ О§ Вывод из у ® штопора5з=о *бя max5з=о *бя maxЧетвертый метод выводаЧетвертый метод вывода°в.знпшгморо.°в.знпшгморо.g Вывод из штопора ^„Против штопора**.g Вывод из штопора ^„Против штопора**.6„"6„"006э=о6э=опротив штопора " ЗпН^ЫЙЭ^против штопора " ЗпН^ЫЙЭ^Поштолмру’' * „По^нтопору1^Поштолмру’' * „По^нтопору1^к-1к-1t.ct.c) г) г66Третий метод g .g Вывоб изТретий метод g .g Вывоб изРис. 8.19. Методы вывода самолета из перевернутого штопораРис. 8.19. Методы вывода самолета из перевернутого штопораРис. 8.18. Методы вы-вода самолета из нор-мального штопораРис. 8.18. Методы вы-вода самолета из нор-мального штопора
6»,»,» 4Штопор
6»,»,» 4Штопор
О
О
6э*о
6э*о
° 5 Выводив □ g штопора
S § 5м=*о
° 5 Выводив □ g штопора
S § 5м=*о
6н'
6н'
Лоипопору,
Лоипопору,
„ниилиниру .
„ниилиниру .
I е^о
I е^о
t,c
t,c
■-' а
■-' а
6.
6.
о
о
Второй метод вывода
о о Вывод из штопора Штопори,,» „ против шт(,Пора"
б3=о 6,= о
Ло штопору)
Jlo штопору"; 1 ^
Второй метод вывода
о о Вывод из штопора Штопори,,» „ против шт(,Пора"
б3=о 6,= о
Ло штопору)
Jlo штопору"; 1 ^
Первый метод *
Первый метод *
, Штопора || Вывод из
*б«тах у штопора
, Штопора || Вывод из
*б«тах у штопора
Третий метод вывода
Третий метод вывода
Второй метод
Второй метод
§ о Вывод из штопора Штопор? 2„
, о р g„Против штопора
^Против шУ)рПОРо "
5>‘°Г i fl.- r,
81{‘бе'* t”c
„Пошгогор у" Лоштопору, } у
§ о Вывод из штопора Штопор? 2„
, о р g„Против штопора
^Против шУ)рПОРо "
5>‘°Г i fl.- r,
81{‘бе'* t”c
„Пошгогор у" Лоштопору, } у
5|
5|
Q О
§ Вывод из у ® штопора
Q О
§ Вывод из у ® штопора
5з=о
*бя max
5з=о
*бя max
Четвертый метод вывода
Четвертый метод вывода
°в.знпшгморо.
°в.знпшгморо.
g Вывод из штопора ^„Против штопора**.
g Вывод из штопора ^„Против штопора**.
6„"
6„"
0
0
6э=о
6э=о
против штопора " ЗпН^ЫЙЭ^
против штопора " ЗпН^ЫЙЭ^
Поштолмру’' * „По^нтопору1^
Поштолмру’' * „По^нтопору1^
к-1
к-1
t.c
t.c
) г
) г
6
6
Третий метод g .g Вывоб из
Третий метод g .g Вывоб из
Рис. 8.19. Методы вывода самолета из перевернутого штопора
Рис. 8.19. Методы вывода самолета из перевернутого штопора
Рис. 8.18. Методы вы-вода самолета из нор-мального штопора
Рис. 8.18. Методы вы-вода самолета из нор-мального штопора
Определив направление вращения и установив предварительно рули высоты и направления «по штопору», летчик должен вывести самолет из штопора, применяя тот или иной метод в зависимости от характера штопора. Для вывода самолета из нормального штопора наиболее часто применяют первый и второй методы (рис. 8.18, а и б). Первый метод применяется при выводе из неустойчивого штопора. При этом руль высоты и руль направления одновременно устанавливаются в нейтральное положение. Это целесообразно выполнить в момент прекращения или замедления вращения.
Если штопор колебательный, применяется второй метод: сначала отклоняется руль направления «против штопора», а через 2—4 с ставится в нейтральное положение стабилизатор (руль высоты). В обоих методах элероны удерживаются в нейтральном положении. .
Если самолет попадает в режим устойчивого штопора с большой угловой скоростью вращения, необходимы более эффективные методы. При выводе из устойчивого равномерного штопора применяется третий метод (рис. 8.18, в): руль направления полностью отклоняется «против штопора», а через 3—6 с полностью отклоняется на пикирование стабилизатор, при этом элероны удерживаются в нейтральном положении. Четвертый метод (использование элеронов для вывода из штопора) рекомендуется только в исключительных случаях, например при выводе из очень устойчивого пологого (плоского) штопора или в случае, когда с помощью 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 углах атаки эффективность элеронов уменьшается (§ 6.3). Их действие на закритических углах атаки проявляется не столько через изменение подъемных сил, сколько через изменение момента рыскания, появляющегося из-за разности лобовых сопротивлений левой и правой половин крыла при отклонении элеронов. В зависимости от знака отклонения элеронов возникший момент рыскания создает внутреннее или внешнее скольжение, которое обусловливает изменение момента крена. Если на самолете поперечное управление осуществляется дифференциальным стабилизатором, то четвертый метод для вывода из штопора, как правило, не может быть использован. Отклонение ручки в поперечном отношении «по штопору» приведет в этом случае к увеличению угловой скорости шж.
■ Необходимо отметить, что выбор метода вывода самолета из штопора определяется только характером режима штопора. В инструкции летчику обычно указывается наиболее предпочтительный метод вывода из штопора конкретного типа самолета, т. е. с какого метода следует начинать попытки вывода. Если после применения рекомендованного метода самолет из штопора не выходит, летчик должен проверить, правильно ли он определил направление вращения, затем поставить органы управления снова по вращению, выждать некоторое время и в зависимости от характера 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
отклонить ручку по вращению («накрест» с педалями), т. е. перейти к четвертому методу.
Для самолетов, которые плохо выходят из штопора при использовании указанных методов, иногда может дать положительный 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 нейтральное положение.
В некоторых случаях, например при неправильном выполнении отдельных фигур пилотажа (перевернутый полет, выход из полупетли 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 остается отклоненным, и в перевернутый штопор. Вывод самолета из перевернутого штопора при правильных действиях летчика (рис. 8.19) надежнее, чем из нормального штопора. Это объясняется 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, установленного на стреловидном вертикальном оперении, значительно больше, чем в нормальном штопоре.
Трудности вывода самолета из перевернутого штопора связаны с неблагоприятным воздействием на летчика отрицательных перегрузок, с трудностью ориентировки и правильного определения направления вращения. Поэтому для вывода из перевернутого штопора обычно рекомендуется одновременная установка всех органов управления в нейтральное положение (первый метод на рис. 8.19).
После прекращения вращения и перехода самолета в пикирование необходимо удерживать рули в нейтральном положении до достижения скорости, рекомендуемой в инструкции летчику конкретного типа самолета. По достижении этой скорости следует вывести самолет из пикирования.
ГЛАВА 9
ОСОБЕННОСТИ ПИЛОТИРОВАНИЯВ ВОЗМУЩЕННОЙ АТМОСФЕРЕ
ПОВЕДЕНИЕ САМОЛЕТА И УПРАВЛЕНИЕ ИМ ПРИ ПОЛЕТЕВ РАЙОНЕ ГРОЗОВОЙ ДЕЯТЕЛЬНОСТИ И ПРИ ПРОХОДЕСТРУЙНЫХ ТЕЧЕНИЙ
В результате неравномерного нагрева воздуха, а следовательно, 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 изменяются углы атаки и скольжения, а соответственно и перегрузки пу и nz, 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 сваливанием на крыло. В обычном полете это опасно в основном для неманевренных самолетов,. Однако и для маневренных самолетов при энергичном маневрировании болтанка тоже может быть причиной превышения допустимых величин перегрузок и Су.
При воздействии движущихся масс воздуха на самолет существенную 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 значения в течение 2 с и более, такие перемещения масс воздуха называют потоками, если менее 2 с — порывами.
Реакция самолета на порыв воздуха зависит от взаимной ориентации вектора скорости самолета и направления движения воздуха.
Вертикальный восходящий порыв воздуха в первый момент вызывает увеличение угла атаки самолета. Если самолет при новом значении угла атаки сохранит устойчивость по перегрузке, то возникает пикирующий момент, который, стремясь восстановить
исходный угол атаки, вызовет затухающее колебательное движение самолета. В зависимости от высоты полета и характеристик демпфера тангажа эти колебания могут затухать быстро или медленно. При этом будут изменяться перегрузка и угол наклона траектории.
В том случае, когда вертикальная составляющая потока воздуха 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 приближенно можно выразить формулой
Для того чтобы самолет увеличил угол атаки до угла, соответствующего сваливанию, необходим следующий порыв воздуха:
. Тс в св
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 вызывать большее изменение угла атаки.
Другая опасность, с которой может встретиться летчик при энергичном маневрировании в районе сильной болтанки, это выход на недопустимые значения перегрузки по прочности самолета. Снизив скорость полета, летчик может уменьшить перегрузки, возникающие при болтанке. Однако в этом случае увеличится возможность 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 данных о турбулентности атмосферы. С этой целью на самолетах устанавливается специальная записывающая аппаратура. При обработке данных порыв воздуха приводится к значению условного порыва, имеющего заданный градиент нарастания скорости и вызывающего перегрузку такой же величины, какую вызвал действительный порыв. Скорость такого условного порыва называется эффективной.
В качестве примера на рис. 9.1 приведены характеристики повторяемости порывов ^Уэф, полученные из опыта массовой эксплуатации самолетов. На вертикальной оси отложен путь L, который должен преодолеть самолет, чтобы встретить в среднем один порыв заданной эффективной скорости ^Уэф.
При встрече с горизонтальными порывами воздуха угроза существенного изменения угла атаки самолета невелика. Однако неожиданное попадание самолета в область струйных течений может сильно осложнить йолет. Это течение характеризуется большой скоростью перемещения воздушных масс. Максимальные эначе- 232
о ВЕД налет 150000 км; Н=4,5*11 км х НАСА налет 78 000 км; Н=1,5*3 км б НАСА налет 28000 км; Н= 1,5*3 кмУ США 310s км! „ , _ „Ж США 510s км)Н~ '5гЗКМо ВЕД налет 150000 км; Н=4,5*11 км х НАСА налет 78 000 км; Н=1,5*3 км б НАСА налет 28000 км; Н= 1,5*3 кмУ США 310s км! „ , _ „Ж США 510s км)Н~ '5гЗКМРис. 9.1. Повторяемость порывов воздуха ТГуэф на различных высотах полета по опыту эксплуатации самолетовРис. 9.1. Повторяемость порывов воздуха ТГуэф на различных высотах полета по опыту эксплуатации самолетов
о ВЕД налет 150000 км; Н=4,5*11 км х НАСА налет 78 000 км; Н=1,5*3 км б НАСА налет 28000 км; Н= 1,5*3 км
У США 310s км! „ , _ „
Ж США 510s км)Н~ '5гЗКМ
о ВЕД налет 150000 км; Н=4,5*11 км х НАСА налет 78 000 км; Н=1,5*3 км б НАСА налет 28000 км; Н= 1,5*3 км
У США 310s км! „ , _ „
Ж США 510s км)Н~ '5гЗКМ
Рис. 9.1. Повторяемость порывов воздуха ТГуэф на различных высотах полета по опыту эксплуатации самолетов
Рис. 9.1. Повторяемость порывов воздуха ТГуэф на различных высотах полета по опыту эксплуатации самолетов
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 скорости течения, чем летом. Для струйных течений характерна интенсивная турбулентность атмосферы, что представляет опасность для многих самолетов из-за возможности выхода на недопустимые углы атаки и перегрузки. Очень важно учитывать, что полет в струйных течениях приводит к значительным отклонениям продолжительности и дальности полета от расчетных значений.
Наибольшую угрозу безопасности полета представляют порывы, скорости которых пер
пендикулярны скорости полета самолета. Именно они приводят к приросту углов атаки и нормальных перегрузок.
При воздействии на самолет мощных вертикальных порывов не следует строго выдерживать угол тангажа, препятствуя стремлению устойчи-
вого самолета восстанавливать
исходный угол атаки. При по
падании в восходящий порыв устойчивый самолет будет уменьшать угол атаки, а в нисходящий — увеличивать. Парировать уве
личение перегрузки летчик должен лишь при мощных порывах воздуха, характеризуемых продолжительным нарастанием перегрузки
одного знака.
Положение рычага управления двигателями рекомендуется сохранять постоянным и не «гоняться» за скоростью и высотой. Следует избегать разворотов с большими перегрузками и пилотировать самолет по возможности плавно. Изменять направление полета при необходимости небольшими координированными доворотами. 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 полета,
ПОВЕДЕНИЕ САМОЛЕТА И УПРАВЛЕНИЕ ИМ ПРИ ПОПАДАНИИ В СПУТНЫЙ СЛЕД ОТ ВПЕРЕДИ ЛЕТЯЩЕГО САМОЛЕТА
Если выполнять вираж с небольшим снижением, то можно попасть 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 сомкнутых боевых порядках, дозаправке 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 атмосферы, называемую спутным следом. Этот след образуется:
реактивной струей двигателя;
турбулентным пограничным слоем, сбегающим с поверхности самолета;
концевыми вихрями крыла, связанными с образованием подъемной силы.
Струя реактивного двигателя обладает значительной энергией, особенно при работе двигателя на форсажном режиме. Она представляет собой узкий поток газов, выходящих из реактивного сопла с большой скоростью и высокой температурой. Однако температура и скорость потока по мере удаления от двигателей быстро уменьшаются. На расстоянии 50—80 м от самолета относительная 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 возрастает. Однако размыв струи замедляется, так как плотность воздуха уменьшается. Попадание самолета в струю от ТРД на близком расстоянии может вызвать помпаж двигателя и его самовыключение.
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 интенсивное 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 поперечные моменты действуют на легкий самолет в различных об- 234
ластях спутного следа от тяжелого самолета. Входя в спутный след с внешней стороны, летчик легкого самолета будет ощущать сначала предупредительную тряску, затем возникает внешнее по отношению к впереди идущему самолету накренение. При попада
нии в область, соответствующую оси ви^ря, появится наиболее интенсивное внутреннее накренение..
В результате перетекания потока воздуха из области повышенного 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 образуются вихри. Направление вращения вихрей таково, что воздух 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-
молетов, а также у легких самолетовмолетов, а также у легких самолетовРис. 9.4. Зависимость расстояния, при котором полного отклонения элеронов может не хватить для парирования кренящего момента,Рис. 9.4. Зависимость расстояния, при котором полного отклонения элеронов может не хватить для парирования кренящего момента,Рис. 9.5. Изменение максимальной окружной скорости вихря в зависимости от времени его существованияРис. 9.5. Изменение максимальной окружной скорости вихря в зависимости от времени его существованиявызванного вихрем, и самолет можетвызванного вихрем, и самолет может
молетов, а также у легких самолетов
молетов, а также у легких самолетов
Рис. 9.4. Зависимость расстояния, при котором полного отклонения элеронов может не хватить для парирования кренящего момента,
Рис. 9.4. Зависимость расстояния, при котором полного отклонения элеронов может не хватить для парирования кренящего момента,
Рис. 9.5. Изменение максимальной окружной скорости вихря в зависимости от времени его существования
Рис. 9.5. Изменение максимальной окружной скорости вихря в зависимости от времени его существования
вызванного вихрем, и самолет может
вызванного вихрем, и самолет может
ный поток воздействует на крыло, тем больше скос потока за крылом и, следовательно, интенсивнее спутный след самолета.
Значит, интенсивность спутного следа больше у тяжелых сари маневрировании с большими перегрузками.
За тяжелым самолетом окружные скорости в следе в диаметре 8— 15 м могут достигать 150 км/ч.
Для данного веса самолета интенсивность спутного следа изменяется с изменением высоты и скорости полета. Полет на малой высоте с малой скоростью сопровождается наиболее интенсивным вихреобразо- ванием. Оно возрастает и при уменьшении удлинения крыла. Таким образом, тяжелые самолеты с крылом малого удлинения создают вихри с наиболее высокими окружными скоростями.
Воздействие вихря на сзади летящий самолет зависит также от расстояния между самолетами. При попадании в струю на достаточно близком расстоянии возникает настолько большой кренящий момент, что полного отклонения элеронов может не хватить для парирования этого момента, 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 оказаться недостаточной даже на расстоянии 16 км. Однако для истребителя это не является опасным, за исключением полета на предельно малой высоте или в сомкнутых боевых порядках, так как самолет сразу же выбрасывается из струи и управляемость восстанавливается.
За легким самолетом вихри менее интенсивные, чем за тяже-
Лым, однако При маневрировании с большими перегрузками интенсивность их возрастает. Тем не менее попадание в струю во время атаки не является опасным. Атака, как правило, не срывается, 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 менее 500 м, снижаются почти до земли. Скорость их снижения разная для различных самолетов и зависит от местных атмосферных условий. Например, от больших реактивных самолетов со стреловидными 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 «долговечность» вихревого следа. При атмосферной турбулентности время рассеивания вихрей резко сокращается. Туман или дымка сокращают время существования вихрей.
ГЛАВА 10
ВОЗМОЖНЫЕ И ДОПУСТИМЫЕ ПЕРЕГРУЗКИ, •СКОРОСТИ И ВЫСОТЫ ПОЛЕТА
§ 10.1. ПРЕДЕЛЬНО ВОЗМОЖНЫЕ И ДОПУСТИМЫЕ ПЕРЕГРУЗКИ
Сила тяжести не нагружает конструкцию самолета. Она действует одновременно и одинаково на все точки тела и поэтому не может его деформировать, создавать в нем напряжения. Нагружают конструкцию самолета, как и7 всякого тела, только такие силы, которые возникают при непосредственном соприкосновении тел, при контакте, так называемые поверхностные (контактные) силы. К ним относятся аэродинамические силы: лобовое сопротивление, подъемная и боковая силы, а также сила тяги двигателя.
Если принять за нормальную, или,эталонную, нагрузку конструкции нагружение ее в прямолинейном горизонтальном полете, когда подъемная сила равна силе тяжести Y = G, перегруженность конструкции в других видах полета можно удобно охарактеризовать отношением геометрической суммы аэродинамической силы R и силы тяги двигателя Р к силе тяжести самолета:
„ R + Р'
.п ~ G *
Отсюда и произошло такое понятие, как перегрузка или коэффициент перегрузки.
Перегрузка есть отношение суммы поверхностных сил, действующих 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 пх.
Величины 'перегрузок определяются по формулам:
„ _ Р— Q . „_У + Р81па_Г. - Z + Psin?
~ G~ ’ ЛУ — QQ > пг— о •
Слагаемое Psina во много раз меньше, чем У, поэтому его обычно не учитывают.
Нормальная перегрузка цу есть не что иное, как подъемная сила, выраженная не в килограммах и не в тоннах, а в таких 238
крупных единицах, как сила тяжести самолета G. Боковая перегрузка nz— это отношение боковой силы Z к силе тяжести, а тангенциальная (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 перегрузка пи 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 /гуиб, которую можно получить в полете, определяется по формуле
ГнбGГнбG•Р^2 QТнб 2°G•Р^2 QТнб 2°G(10.1)(10.1)
ГнбG
ГнбG
•Р^2 Q
Тнб 2°
G
•Р^2 Q
Тнб 2°
G
(10.1)
(10.1)
На любых заданных высоте и скорости полета наибольшая перегрузка достигается при предельно возможном коэффициенте подъемной силы, зависимость которого от числа М полета показана на рис. 1.8 (пример).
В полете на дозвуковых скоростях самолет может быть выведен на такие углы атаки, при которых происходит сваливание самолета (Су = Сусв). Поэтому ио условиям безопасности полета обычно назначают допустимую величину С^оп, которая меньше СУсп (рис. 1.8, штрихпунктирная линия).
На сверхзвуковых скоростях вследствие повышения устойчивости 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 СУсв.
На рис. 10.1 в качестве примера показана зависимость допустимых и возможных перегрузон яУдоп и ау от скорости и высоты полета, определенных по формуле (10.1) и графику СУдоп и Су (рис. 1.8), а также ограничение перегрузки по прочности самолета— максимальная эксплуатационная перегрузка nJ ах~®"
Из рис. 10.1 видно, что на высотах, меньших 5 км, и при числах М, больших 0,7—0,95, на данном самолете имеется возможность создать перегрузку более восьми. Предельно допустимая по прочности перегрузка nJ меньше разрушающей в полтора раза. Однако превышать ограничение перегрузки по прочности п? нельзя во избежание остаточных деформаций в силовых эле- лшах4 г
ментах конструкции.
Величина /zj для маневренных самолетов назначается в пределах 5—8 при нормальном взлетном весе. Отсюда можно полу- 239
чить величину максимально допустимой подъемной силы, которая является постоянной для данного типа самолета:
max = "v G = COnst. max >max
Рис. 10.1. Зависимость допустимых и возможных перегрузок от скорости и высоты полета
Из этого соотношения следует, что допустимая по прочности перегрузка обратно пропорциональна весу самолета;
э1 max
Tmax G
(это соотношение справедливо только для конструкции планера самолета). Например, если при нормальном взлетном весе Свзл=Ю тс ^= 7 и ПРИ этс,м Нпах^ Ю' 7=70 тс, то при пере
грузочном варианте СВЗл.пер=12 тс получим
О 12
а при среднем полетном весе Gcp = 8 тс получим
^ = ^- = 8,75.
Предельно допустимая по прочности перегрузка зависит также от прочности подвесок, креплений различных агрегатов, от конфигурации самолета (положения шасси и посадочной механизации, угла стреловидности крыла), так как при этом изменяются условия нагружения как отдельных частей самолета, так и основ- 240
ных силовых элементов: лонжеронов крыла, поворотного узла крыла, силовых элементов фюзеляжа и т. п.
Если на самолете нет указателя угла атаки, 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 способ ограничения угла атаки неудобен тем, что для каждой скорости по прибору нужно запоминать свое предельно допустимое значение перегрузки. _
Как было показано в главе 8, возможность выхода самолета на «подхват» зависит от темпа увеличения перегрузки: чем быстрее увеличивается перегрузка, тем больше вероятность выхода на «подхват». Поэтому иногда вводится ограничение не только по величине перегрузки, но и по темпу ее изменения.
МИНИМАЛЬНАЯ СКОРОСТЬ ПОЛЕТА
Минимальная скорость горизонтального полета
Условием прямолинейности траектории горизонтального полета является равенство подъемной силы силе тяжести самолета:
Cy^S^G.(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:
Су (« — «о) = Су = ^y2S .
Для сохранения горизонтального полета при уменьшении скорости необходимо увеличивать угол атаки. Ограничение по углу атаки приводит, следовательно, и к ограничению по скорости.
Одной из грубых ошибок в технике пилотирования является уменьшение скорости ниже минимально допустимой. Уменьшение подъемной силы вследствие уменьшения скорости приводит прежде всего к искривлению траектории вниз (рис. 10.2). При
этом, если летчик будет выдерживать угол тангажа неизменным, угол атаки будет быстро увеличиваться (именно вследствие искривления 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
Рис. 10.3. Минимальные скорости горизонтального полета:1 — приборная; 2 — истиннаяРис. 10.3. Минимальные скорости горизонтального полета:1 — приборная; 2 — истиннаяэтим и диктуется необходимость ограничения минимальной скорости горизонтального полета.
Рис. 10.3. Минимальные скорости горизонтального полета:
1 — приборная; 2 — истинная
Рис. 10.3. Минимальные скорости горизонтального полета:
1 — приборная; 2 — истинная
Минимально допустимая скорость горизонтального полета и скорость сваливания Усв определяются из условия (10.2):
V .:т,пг.пV .:т,пг.п2G.’удоп5 ’2G.’удоп5 ’2GPCyceS 12GPCyceS 1(10.3)(10.3)Из формул (10.3) видно, что истинные скорости — минимальная ИП],П и скорость сваливания Исв— увеличиваются с высотой из-за уменьшения плотности. Минимальная приборная скорость практически постоян-
V .:
т,пг.п
V .:
т,пг.п
2G.
’удоп5 ’
2G.
’удоп5 ’
2G
PCyceS 1
2G
PCyceS 1
(10.3)
(10.3)
на (рис. 10.3). Она незначительно увеличивается лишь вследствие уменьшения Судоп с ростом числа М полета (рис. 1.8). Очевидно, что число Mmin, соответствующее минимальной скорости, увеличивается с увеличением высоты полета. Поэтому на больших высотах число Mmin может быть больше единицы, т. е. минимальная скорость может оказаться сверхзвуковой. В этом случае она
определяется мой величинебилизатора:определяется мой величинебилизатора:из условия управляемости по предельно достигае- Су = Су^ при максимальном угле отклонения ста-
определяется мой величине
билизатора:
определяется мой величине
билизатора:
2G’3 ‘У доп2G’3 ‘У допМинимальная скорость при маневре
2G
’3 ‘
У доп
2G
’3 ‘
У доп
В криволинейном полете с перегрузкой, большей единицы, подъемная сила больше силы тяжести самолета.в пу раз:
Y=Gn^C^S.
Соответственно и связь между скоростью и углом атаки будет не такой, как в прямолинейном горизонтальном полете. Минимально допустимая скорость и скорость сваливания при маневре определяются по формулам :
V .т1ПманV .т1ПманVCBVCB20пу'vnonPS2ОПу20пу'vnonPS2ОПуmin,min,(W.4)(W.4)
V .
т1Пман
V .
т1Пман
VCB
VCB
20пу'vnonPS
2ОПу
20пу'vnonPS
2ОПу
min,
min,
(W.4)
(W.4)
Поэтому при маневре можно достичь опасных углов атаки при любой дозвуковой скорости. И объясняется это просто: управление углом атаки осуществляется независимо от скорости.
Эволютивная скорость
При описании различных маневров самолета часто употребляется понятие «эволютивная скорость». Этот термин происходит от слова «эволюция» (изменение положения самолета, маневр).
Эволют и в ной скоростью называется наименьшая скорость в процессе выполнения маневра, при которой еще обеспечивается его безопасное завершение. Маневры самолета имеют самый 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. Однако для удобства запоминания обычно назначается та, при которой обеспечивается выполнение простейших маневров в горизонтальном полете (развороты с креном 30—40° или с перегрузкой /Ту—1,5 с выходом на адоп). Для современных сверхзвуковых самолетов эта скорость обычно равна 350—450 км/ч по прибору.
Эволютивная скорость —это тоже своего рода ограничение минимальной скорости полета при маневре. В случае полета с перегрузкой, меньшей единицы, она может быть меньше, чем в горизонтальном полете, так как потребные углы атаки будут меньше.
Вторые режимы полета
Понятие «режимы полета» обычно относится к установившимся движениям самолета, при которых силы, действующие на самолет по касательной к траектории, взаимно уравновешены. Режимы полета, при которых равновесие сил, действующих на самолет, устойчиво, называются первыми режимами полета. Режимы полета, при которых равновесие сил, действующих на
самолет, неустойчиво, называются вторыми режимами Но- лета.
На рис. 10.4 приведены кривые силы тяги двигателя Р и лобового сопротивления Qr для прямолинейного горизонтального полета. В точках 1 и 2 силы Р и Qr равны по величине. Следовательно,'горизонтальный прямолинейный полет со скоростями И, и И2 будет установившимся.
Рис. 10.4. Первый 1 и второй 2 режимы горизонтального 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 ДИь то при этом окажется, что лобовое сопротивление Qr (при сохранении условия горизонтальности) станет меньше силы тяги Р, начнется разгон. Скорость будет возрастать до тех пор, пока в точке 1 снова не наступит равновесие сил Р и Qr. Следовательно, равновесие этих сил устойчиво. Режим полета, соответствующий точке /, является первым режимом полета.
Другой характер равновесия сил наблюдается в точке 2. При уменьшении скорости на величину А Иг лобовое сопротивление станет больше тяги двигателя. Следовательно, не только не произойдет восстановления скорости И2 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 каких-либо мер, кроме сохранения прямолинейности полета, для чего достаточно управлять самолетом только ручкой. Для сохранения второго режима полета летчику необходимо 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 торможение.
Таким образом, вторые режимы полета прежде всего требуют большего внимания летчика. Но это не так уж существенно по сравнению с их возможной опасностью в тех случаях, когда мала высота и нет запаса тяги. К таким случаясм относятся взлет на полной тяге и предпосадочное планирование.
Несмотря на большие запасы тяги при взлете современных самолетов, в случае преждевременного отрыва и создания чрезмерно больших углов атаки вполне возможно попадание на вторые режимы полета.
Необходимо помнить, что в случае недостаточной тяги выйти из второго режима полета можно уменьшением лобового сопротивления, например, сбросив подвески или убрав шасси.
Границей между первыми и вторыми режимами полета является скорость, при которой разность между тягой и лобовым сопротивлением максимальна (скорость Г3 на рис. 10.4). Эта скорость 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 высоты. 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, аналогичное понятию «вторые режимы» в прямолинейном полете. Известно, что в полете с большой перегрузкой лобовое сопротивление увеличивается из-за больших углов атаки. При этом скорость минимального лобового сопротивления — граница между первыми и вторыми режимами — возрастает по сравнению с наивыгоднейшей скоростью в горизонтальном полете. Область вторых режимов при маневре, таким образом, будет значительно шире, чем в прямолинейном полете, а темп потери скорости выше из-за большого лобового 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 записывается то ограничение, которое раньше всего наступает. Иначе говоря, в качестве ограничения минимальной скорости назначается наибольшая из минимально допустимых скоростей. Для разных типов самолетов в зависимости от их конкретных свойств и от высоты полета эта скорость может оказаться ограничением по различным причинам: по безопасности от сваливания, по устойчивости по перегрузке, по управляемости или по вторым режимам полета.
МАКСИМАЛЬНАЯ СКОРОСТЬ ПОЛЕТА И ЕЕ ОГРАНИЧЕНИЯ
Лобовое сопротивление самолета в горизонтальном полете
Как было показано в главе 1, поляра самолета сравнительно точно описывается формулойКак было показано в главе 1, поляра самолета сравнительно точно описывается формулойРис. 10.5. Лобовое сопротивление при нулевой подъемной силеИспользуя эту зависимость, можно получить следующие жения для лобового сопротивления:Q = Qo + Qir^y' тд,е в соответствии с формулой (1.3)Рис. 10.5. Лобовое сопротивление при нулевой подъемной силеИспользуя эту зависимость, можно получить следующие жения для лобового сопротивления:Q = Qo + Qir^y' тд,е в соответствии с формулой (1.3)Q« = Cv^S=0,7p№C,S,а индуктивное сопротивление при перегрузке nv=l равно'n _ AG2 AG2
Как было показано в главе 1, поляра самолета сравнительно точно описывается формулой
Как было показано в главе 1, поляра самолета сравнительно точно описывается формулой
Рис. 10.5. Лобовое сопротивление при нулевой подъемной силе
Используя эту зависимость, можно получить следующие жения для лобового сопротивления:
Q = Qo + Qir^y' тд,е в соответствии с формулой (1.3)
Рис. 10.5. Лобовое сопротивление при нулевой подъемной силе
Используя эту зависимость, можно получить следующие жения для лобового сопротивления:
Q = Qo + Qir^y' тд,е в соответствии с формулой (1.3)
pV2 о = 0,7p№S*
выра-(10.5)(10.6)(Ю.7)выра-(10.5)(10.6)(Ю.7)На рис. 10.5, 10.6 и 10.7 в качестве примера показаны кривые Qo и QZr, а также лобовое сопротивление в прямолинейном горизонтальном полете Qr=Qo+Q/ > рассчитанные по формулам (10.5), (10.6) и (10.7).Г
выра-
(10.5)
(10.6)
(Ю.7)
выра-
(10.5)
(10.6)
(Ю.7)
Как видно из этих графиков, в соответствии с формулами (10.6) и (10.7) Qo уменьшается с высотой и возрастает с увеличением числа М, a Q,r, наоборот, возрастает с высотой и уменьшается при увеличении скорости.
Обратим внимание на то, что в прямолинейном горизонтальном полете индуктивное сопротивление при больших скоростях во много раз меньше, чем Qo. И только на малых скоростях их вели-
Рис. 10.6. Индуктивное сопротивление при перегрузке и» = 1
чины становятся соизмеримыми. При наивыгоднейшей скорости Qo равно Q, . Кривые суммарного лобового сопротивления Qr при
Рис. 10.7. Лобовое сопротивление в прямолинейном горизонтальном полете
увеличении высоты смещаются на большие скорости, а их наклон уменьшается, как и у кривых Qo, составляющего на больших скоростях основную ДОЛЮ Qr.
Понятие «максимальная скорость»
Максимальной скоростью называют установившуюся скорость прямолинейного полета на максимальной или форсажной тяге двигателя. В зависимости от режима работы двигателя,
Рис. 10.8. Определение максимальной скорости полета по кривым тяги и лобового сопротивления:
1 — дозвуковой самолет; 2 — околозвуковой самолет;
-5 — сверХчЗвуковой самолет
угла наклона траектории и высоты полета максимальная скорость может иметь различные значения. Важной характеристикой летных свойств самолета является максимальная скорость горизонтального полета. Она определяется равенством тяги двигателя (на
Рис. 10.9. Силы, действующие на самолет в полете со снижением
максимальном режиме или форсаже) лобовому сопротивлению самолета Qr.
Силы Р и Qr зависят от высоты полета: сила тяги двигателя с высотой уменьшается (рис. 10.8), а сила лобового сопротивле-
Рис. 10.10. Увеличение максимальной скорости прямолинейного полета при снижении самолета
ния изменяется так, что кривая Qr с увеличением высоты смещается в сторону больших истинных скоростей. Следовательно, и 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 GsinQ (рис. 10.9). Чтобы найти максимальную скорость прямолинейного
полета со снижением, нужно к кривой силы тяги Р добавить — Gsin@ и найти точку пересечения кривой суммарной силы Р—GsinQ с-кривой Qr (рис. 10.10).
Следует четко" различать максимальную и максимально допустимую скорости.
Для современных сверхзвуковых самолетов максимальные скорости обычно больше максимально допустимых скоростей. Ограничения максимальных скоростей бывают в основном трех видов: по максимально допустимому скоростному напору, по максимально допустимому числу М и по максимально допустимой температуре кинетического нагрева элементов конструкции. Ниже будут рассмотрены причины этих ограничений.
Ограничение скорости полета по максимально допустимому ' скоростному напору •
Аэродинамические силы, действующие на самолет, распределены по его поверхности неравномерно. Например, на лобовых частях поверхности самолета давление, как правило, больше атмосферного. На всех других поверхностях, особенно на верхней поверхности крыла и фюзеляжа, давление пониженное по сравнению с атмосферным. Чем больше скоростной напор, тем больше будет нагружена' обшивка самолета, и в первую очередь обшивка крыла, разностью давлений на ее наружи,ой и внутренней поверхностях. Следовательно, обшивка самолета и каркас, к которому она крепится, должны быть рассчитаны на прочность при заданном максимально допустимом скоростном напоре. Этим. обеспечивается 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 рассчитываются на определенный скоростной напор, и это относится к расчету местной прочности самолета. ‘
Вторая причина ограничений скоростного напора связана с недостаточной жесткостью конструкции самолета, вследствие чего ухудшается эффективность органов управления либо возникают нарастающие изгибно-крутильные колебания (флаттер), приводящие, как правило, к разрушению самолета.
Скорость, при которой наступает полная потеря эффективности элеронов, называется критической скоростью реверса элеронов (глава 6).
Для обеспечения надежной поперечной управляемости скоростной напор ограничивается так, чтобы предельно допустимая скорость была меньше критической скорости реверса элеронов не менее чем на 100 км/ч.
Причинами возникновения флаттера крыла являются недостаточная жесткость его конструкции и расположение центра тяжести крыла позади его центра жесткости (рис. 10.11). При изгиб- ном движении крыла вверх оно одновременно закручивается в
сторону увеличения угла атаки. Возникающий при этом прирост подъемной силы способствует дальнейшему увеличению прогиба крыла. Аналогичная картина получается и при обратном движении крыла вниз.
ЦТ ЦЖ FЦТ ЦЖ FРис. 10.11. Изгибно-крутильные колебания крылаРис. 10.11. Изгибно-крутильные колебания крыла
ЦТ ЦЖ F
ЦТ ЦЖ F
Рис. 10.11. Изгибно-крутильные колебания крыла
Рис. 10.11. Изгибно-крутильные колебания крыла
Рис. 10.12. Зависимость энергии возбуждения и демпфирования колебаний от скорости полетаРис. 10.12. Зависимость энергии возбуждения и демпфирования колебаний от скорости полетаДля предотвращения флаттера устанавливается максимальноДля предотвращения флаттера устанавливается максимально
Рис. 10.12. Зависимость энергии возбуждения и демпфирования колебаний от скорости полета
Рис. 10.12. Зависимость энергии возбуждения и демпфирования колебаний от скорости полета
Для предотвращения флаттера устанавливается максимально
Для предотвращения флаттера устанавливается максимально
Таким образом возникают самовозбуждающиеся изгибно-крутильные колебания (автоколебания). Энергия для их возбуждения Ав поступает из набегающего потока воздуха. Она пропор
циональна квадрату скорости
и при некоторой скорости становится равной рассеивающейся энергии демпфирования крыла Ад (рис. 10.12). Эта скорость называется критической скоростью флаттера. Достижение ее приводит к незатухающим колебаниям, а превышение — к быстрому нарастанию амплитуды колебаний и разрушению конструкции крыла или других частей самолета, на которых возник флаттер.
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 непроизвольного кренения самолета при больших скоростных напорах на околозвуковых скоростях полета. Как и реверс элеронов, это яв-
ление требует ограничения скоростного напора, которое обычно устанавливается экспериментально при испытаниях данного типа самолета.
Скоростной напор иногда ограничивается также по прочности элементов конструкции двигателя (§ 3.4), по мощности гидроусилителей и т. п.
Ограничение скорости по числу М полета
Ограничение скорости по числу М. полета связано с обеспечением устойчивости и управляемости самолета, а также устойчивости работы силовой установки. В некоторых случаях ограничение числа М может устанавливаться и по флаттеру.
В главе 4 сказано, что путевая устойчивость на сверхзвуковых скоростях значительно ухудшается с ростом чисел М. Следовательно, числа М. должны быть ограничены той величиной, при которой путевая устойчивость еще достаточна. Подвеска под самолет баков, бомб, блоков ракет и т. п. часто уменьшает путевую устойчивость самолета. Поэтому при наличии подвесок предельно допустимый скоростной напор и предельно допустимое число М, как правило, уменьшаются.
В главах 2 и 3 сказано, что входное устройство двигателя, компрессор и турбина работают устойчиво лишь в определенном диапазоне чисел М. Превышение верхней границы этого диапазона ведет к неустойчивой работе силовой установки, к помпажу и самовыключению двигателя. Следовательно, число М полета может быть ограничено и по верхней границе диапазона чисел М, на который рассчитана силовая установка.
Ограничение скорости полетапо температуре кинетического нагрева
Увеличение скорости полета сопровождается нагреванием конструкции самолета и, как следствие, снижением прочности. Известно, что температура в точке полного торможения потока определяется по формуле
Г* = Г(1 +0.2М3),
где Т—абсолютная температура воздуха на данной высоте.
Чем выше Т*, тем на большую температуру нагреются обшивка и каркас самолета. Однако с увеличением высоты полета нагрев конструкции при данной Т* уменьшается из-за уменьшения плотности воздуха (рис. 10.13). Поэтому для предотвращения перегрева конструкции при снижении на скоростях, близких к ограничению по температуре, необходимо соответственно уменьшать число М. полета.
Для обеспечения прочности силовые элементы конструкции сов- ременныхл сверхзвуковых самолетов, рассчитанных на числа
изготовляются из термостойких сталей или из титана. Кро- 252 •
ме того, принимаются специальные меры для снижения температуры наиболее нагреваемых участков конструкции самолета (повышение теплоемкости, устройство специальных систем отвода тепла и т. п.).
В ряде случаев ограничение по максимально допустимой температуре может быть связано с работой силовой установки (§ 3.4).
Рис. 10.13. Диапазон скоростей и высот прямолинейного горизонтального установившегося полета
Очевидно, что из всех видов ограничений максимальной скорости полета на определенной высоте реально устанавливается одно, наименьшее из всех. При этом, как правило, на малых и средних высотах наименьшей максимально допустимой скоростью оказывается ограничение по скоростному напору (по приборной скорости), а на высотах больше 11 км — ограничение по числу М. полета (рис. 10.13).
Иногда ограничения скорости носят ступенчатый характер, что является следствием перехода на некоторой высоте с одного вида ограничения на другой.
ПОВЕДЕНИЕ САМОЛЕТА И ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКАПРИ ПРЕВЫШЕНИИ МАКСИМАЛЬНО ДОПУСТИМОЙ СКОРОСТИ ПОЛЕТА
Если в обычных полетах превышение максимально допустимой скорости запрещается и, как правило, это требование выполняется, то в боевой обстановке нарушение ограничений становится более вероятным, а иногда может стать и необходимым. Поэтому летчик должен знать, по какой причине на его самолете установлено ограничение скорости полета, и заранее быть готовым к четким действиям в случае нарушения этого ограничения.
Во всех случаях превышения ограничений по скорости необходимо уменьшить ее до допустимой величины, для чего следует уменьшить тягу двигателя и выпустить тормозные щитки. В некоторых случаях можно ускорить торможение переводом самолета в набор высоты. Однако для искривления траектории полета потребуется увеличить угол атаки, что иногда может усугубить положение.
В случае превышения ограничений скорости по местной прочности возможны остаточные деформации и даже разрушение соответствующих элементов конструкции, причем, как правило, асимметричное, например вспучивание обшивки, отрыв одной из подвесок и т. п. В результате аэродинамическая симметрия самолета нарушится, возникнут боковые моменты рыскания и крена, на которые летчик обычно реагирует, не задумываясь, рефлекторно.
Если нарушение аэродинамической симметрии таково, что удается сбалансировать самолет и уменьшить скорость до допустимого значения, необходимо оценить степень опасности продолжения полета. Как правило, дальнейшее выполнение задания прекращается и принимается решение о посадке на свой или ближайший аэродром или о покидании самолета, если продолжение полета и посадка опасны.
Нарушение ограничений по реверсу элеронов или по «валежке» опасно прежде всего из-за частичной потери управляемости, особенно при недостатке высоты. В случае психологической неподготовленности к этим явлениям у летчика складывается впечатление о полной потере управляемости и невозможности вывода самолета в нормальный полет, что не соответствует объективному положению. Достаточно уменьшить скорость, выпустив тормозные щитки и уменьшив тягу двигателя, как управляемость восстанавливается, как правило, без каких-либо вредных последствий.
Если удалось достаточно быстро уменьшить скорость до допустимой величины, управляемость полностью восстановилась и балансировка не нарушилась, что свидетельствует о сохранении аэродинамической симметрии самолета, то выполнение задания может быть продолжено. ,
Чрезвычайно опасно достижение критической скорости флаттера, возникновение которого приводит к быстрому разрушению самолета. Только в единичных случаях испытательных полетов удавалось вплотную приблизиться к началу флаттера и успеть уменьшить скорость до разрушения самолета. При этом самолет получал такие деформации, что к дальнейшей эксплуатации был непригоден. Ввиду чрезвычайно быстрого развития колебаний крыла, приводящих к разрушению самолета, достижение критической скорости флаттера недопустимо в любой ситуации.
Нарушение ограничений числа М. полета по путевой устойчивости самолета приводит к возникновению колебании рыскания и крена с большой амплитудой и со значительными боковыми перегрузками. Для прекращения этих колебаний следует зажать педали, особенно при отсутствии бустеров в системе путёвого уп- 254
равления, и уменьшить скорость выпуском тормозных щитков и дросселированием двигателя.
Фиксация педалей существенно повышает путевую устойчивость по сравнению с тем случаем, когда они освобождены и руль направления становится по потоку. Уменьшать скорость переводом самолета-в набор высоты в данном случае нельзя, так как увеличение угла атаки приведет к дальнейшему уменьшению путевой устойчивости и к возрастанию амплитуды колебаний, а также к возможности возникновения остаточных деформаций вертикального оперения и фюзеляжа.
После уменьшения скорости до допустимой следует убедиться в безопасности продолжения полета и принять решение о возвращении на свой аэродром или о продолжении выполнения задания. "
Нарушение ограничений числа М по устойчивости работы двигательной установки может привести к помпажу и самовыключению двигателя. При этом на самолетах с боковыми воздухозаборниками возможно нарушение боковой балансировки из-за одностороннего помпажа воздухозаборника. После уменьшения скорости, восстановления балансировки самолета и создания необходимых условий для запуска двигателя нужно произвести запуск двигателя в воздухе и, убедившись в нормальной его работе, продолжить выполнение задания.
Превышение ограничения числа М по нагреву элементов конструкции дает эффект не мгновенно, а через некоторое время, когда конструкция успеет прогреться до недопустимо высокой температуры и потеря прочности приведет к остаточным деформациям. Время с момента превышения ограничения до достижения опасных температур зависит от конкретной компоновки, наличия систем охлаждения конструкции и от величины превышения числа М. Оно должно определяться в специальных испытаниях самолета с измерением температуры наиболее нагреваемых элементов конструкции. К ним могут относиться, например, передние точки фюзеляжа, лобовое стекло кабины экипажа, передняя кромка крыла и хвостового оперения и т. п.
ДИАПАЗОН СКОРОСТЕЙ И ВЫСОТ ПОЛЕТА
Диапазон скоростей и высотпрямолинейного горизонтального полета
Разность между максимальной и минимальной скоростями горизонтального полета называется диапазоном скоростей. Минимальная и максимальная скорости горизонтального полета изменяются с высотой. Следовательно, и ширина диапазона скоростей тоже изменяется с высотой, резко уменьшаясь вблизи потолка (рис. 10.13).
Верхней границей возможных высот прямолинейного горизонтального установившегося полета является так называемая линия
потолков режимов, т. е. наибольших высот прямолинейного полета на данной постоянной скорости. Линия потолков является продолжением линии максимальных скоростей, так как определяется теми же условиями, что и линия максимальных скоростей полета: условием прямолинейности У=С (ну=1) 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 горизонтальный полет с постоянной скоростью, ограниченная слева линией минимальных скоростей, сверху — линией потолков и справа —линией максимальных или максимально допустимых скоростей, называется диапазоном скоростей и высот прямолинейного горизонтального установившегося полета (рис. 10.13).
Внутри этого диапазона возможен прямолинейный горизонтальный полет с торможением, с разгоном или с постоянной скоростью (длительный полет). На верхней и правой границах еще возможен полет с постоянной скоростью, но невозможен горизонтальный разгон. Выше и правее линии потолков и максимальных скоростей горизонтальный полет в пределах допустимых скоростей возможен, но только с торможением, т. е. только кратковременный полет.
Установить точно режим горизонтального полета с постоянной скоростью довольно трудно. Однако это вполне возможно и практически выполняется при условии, если есть некоторый запас тяги, т. е. если полет выполняется ниже потолка. Значительно труднее длительно удерживать современный сверхзвуковой самолет на потолке или на линии потолков при заданной скорости, так как при этом избыток, тяги равен нулю. При недостаточно точном и тщательном пилотировании небольшое отклонение в сторону кабрирования приводит к набору высоты больше потолка с одновременным довольно интенсивным торможением. При незначительной отдаче 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 происходит вследствие заметного возрастания лобового сопротивления при увеличении угла атаки, так как индуктивное сопротивление на потолке значительно по величине. Оно примерно равно сопротивлению при нулевой подъемной силе:
Qir — Qo-
Таким образом, линию потолков, а тем более потолок практически 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
Мы рассмотрели длительный полет при перегрузке пу = 1 —горизонтальный прямолинейный полет. Не менее важной летной хаМы рассмотрели длительный полет при перегрузке пу = 1 —горизонтальный прямолинейный полет. Не менее важной летной хаРис. 10.14. Зависимость лобового сопротивления от числа М полета и перегрузкиРис. 10.14. Зависимость лобового сопротивления от числа М полета и перегрузки
Мы рассмотрели длительный полет при перегрузке пу = 1 —горизонтальный прямолинейный полет. Не менее важной летной ха
Мы рассмотрели длительный полет при перегрузке пу = 1 —горизонтальный прямолинейный полет. Не менее важной летной ха
Рис. 10.14. Зависимость лобового сопротивления от числа М полета и перегрузки
Рис. 10.14. Зависимость лобового сопротивления от числа М полета и перегрузки
вблизи потолка рекомендуется сохранять заданный режим полета по истинной скорости.
Диапазон скоростей и высот прямолинейного горизонтального полета является одной из важнейших летных характеристик, показывающей возможности выполнения на данном самолете длитель- . кого прямолинейного горизонтального полета. Очевидно, чем выше '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 минимальных скоростей.
Для самолетов с изменяемой в полете стреловидностью крыла диапазсн скоростей и высот полета и все виды ограничений скорости зависят от стреловидности крыла.
Диапазон скоростей и высот криволинейного полета
рактеристикой самолета является возможность выполнять длительный криволинейный полет, например вираж с постоянными скоростью и перегрузкой.
Условие постоянства скорости горизонтального криволинейного полета имеет тот же вид, что и для прямолинейного полета (P = Qy только лобовое сопротивление Q теперь уже не будет равно Qr (при ну=1), а будет зависеть от перегрузки согласно формуле (10.5):
Q = Qo + Qir fiy.
Индуктивное сопротивление Qip в прямолинейном горизонтальном полете, как правило, составляет довольно малую долю всего лобового сопротивления. В криволинейном полете индуктивное сопротивление Qj увеличивается по сравнению с Qir пропорционально квадрату перегрузки. При маневрах с большой перегрузкой Qi = QiTn?y может превышать Qo, а суммарное лобовое сопротивление может стать больше форсажной тяги двигателя.
На рис. 10.14 в качестве примера показаны кривые лобового сопротивления в криволинейном полете с различными постоянны-
9—5759—575257
9—575
9—575
ми перегрузками на высоте. 11 км, построенные по формуле (10.5) с использованием кривых Qo и Qit (рис. 10.5 и 10.6). Здесь же показана тяга двигателя на полном форсаже. Из графика видно,
Рис. 10.15. Диапазон скоростей и высот установившихся виражей
что уже при nv = 4 лобовое сопротивление почти всюду превышает тягу двигателя. При больших перегрузках вираж на постоянной высоте (в данном примере) возможен только с уменьшением скорости.
Точки пересечения кривых лобового сопротивления Q при различных 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 максимальных скоростей криволинейного горизонтального полета с постоянными скоростями и перегрузками, аналогичные линиям потолков и максимальных скоростей прямолинейного горизонтального полета (рис. 10.15).
По формуле (10.4) можно построить кривые минимальных скоростей горизонтального криволинейного полета с заданными перегрузками и получить сетку диапазонов скоростей и высот криволинейного горизонтального установившегося полета, иначе говоря, установившихся виражей с постоянными скоростью и перегрузкой (рис. 10.15). Такие кривые являются важными характеристиками маневренных свойств самолета, показывающими возможности длительного криволинейного полета.
Возможные длительные перегрузки
Если провести горизонтальные сечения кривых (рис. 10.15), то можно построить кривые возможных длительных перегрузок в горизонтальном полете с постоянной скоростью (рис. 10.16). Такие
Рис. 10.16. Длительные (установившиеся) перегрузки горизонтального полета
кривые можно найти и непосредственно из условия постоянства скорости (P = Q), не прибегая к построению диапазонов скоростей н высот криволинейного полета:
P=Qo + Qt^,
откуда
Величины Р берутся из характеристик силовой установки. Значения Qir и Qo для различных высот снимаются с графиков (рис. 10.5 и 10.6), рассчитываемых по известным аэродинамическим характеристикам самолета.
Кривые длительных (установившихся) перегрузок являются важнейшими характеристиками маневренности, о чем подробно будет сказано в главе 15. Эти кривые, кроме расчетных методов, определяются в процессе летных испытаний.
ВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ ФАКТОРОВ НА ДИАПАЗОН
■ СКОРОСТЕЙ И ВЫСОТ ПОЛЕТА -
Все летные характеристики, в том числе и диапазон скоростей и высот полета, в технических описаниях самолетов приводятся для стандартных условий. Фактические условия полета могут значительно отличаться от стандартных. Например, температура воздуха у земли может отличаться от стандартной, равной 15°, на 40—50° в сторону уменьшения и на 15—20° в сторону увеличения.
Вес современных самолетов также изменяется в довольно широких пределах из-за выработки топлива, расходования боеприпасов, сброса различных грузов и т. п. В зависимости от условий полета и конфигурации самолета изменяются тяга двигателя и лобойое сопротивление самолета.
Все эти факторы вызывают существенное изменение летных характеристик. Рассмотрим влияние на диапазон скоростей и высот полета, наиболее важных из них: изменений веса, лобового сопротивления, тяги двигателя, стреловидности крыла и температуры воздуха. Это влияние проявляется через изменение границ диапазона скоростей и высот полета: кривых минимальной и максимальной скоростей полета и линии потолков.
Влияние изменения веса
Минимальная скорость. Зависимость минимальной скорости от веса видна из формулы (10.3). При постоянном предельно допустимом или достижимом значении коэффициента Су — СУдоп минимальная скорость горизонтального полета пропорциональна корню квадратному из веса самолета. Из выражения (10.3) можно получить следующую простую зависимость изменения минимальной скорости от изменения веса самолета, достаточно точную при изменениях веса в пределах 20—30%:
^^min п с ДО
Иначе говоря, каждые 10% изменения веса о” = ®Эу вызывают изменение минимальной скорости на 5% в ту же сторону.
Потолок. Высота любой точки линии потолков современных самолетов с ТРД, лежащей выше 11 км, может быть определена по формуле
(10.9)(10.9)Нпот = 11000 + 63001п Р" Q°u^ги
(10.9)
(10.9)
Индекс 11 в формуле (10.9) означает, что величины Р, Qo и QiT берутся для высоты 11 км при том же числе М, что и определяемая точка на линии потолков. В этой формуле от веса зависит только индуктивное сопротивление Qtr.
Из формулы (10.7) видно, что индуктивная составляющая лобового сопротивления пропорциональна квадрату веса. На линии потолков индуктивное сопротивление составляет довольно большую долю всего лобового сопротивления самолета (около половины). Поэтому влияние веса на потолок самолета весьма существенно.
Если при изменении веса самолета его конфигурация остается прежней, то из формулы (10.9) с учетом выражения (10.7) получается следующая зависимость высоты потолка от веса самолета:
ДЯПОТ = -6300 -^-.
Иначе говоря, уменьшение веса самолета на 10% вызывает увеличение потолка на 630 м, и наоборот. По этой формуле можно оценить изменение высоты потолка режима в любой точке линии потолков, т. е. при любом заданном числе М.
Максимальная скорость. Изменение веса самолета при неизменной его конфигурации влияет на максимальную скорость только через индуктивное сопротивление, которое в прямолинейном полете на максимальной скорости очень мало. Поэтому влияние изменения веса на максимальную скорость несущественно, за исключением высот, близких к потолку.
Установившиеся перегрузки. В соответствии с формулой (10.8) зависимость возможной длительной перегрузки от веса проявляется только через индуктивное сопротивление, если при изменении веса конфигурация самолета остается прежней. Учитывая формулы (10.7) и (10.8), можно получить
"Ууст - G ’
е. уменьшение веса на 10% вызывает такой же прирост возможной длительной перегрузки.
Влияние изменения тяги и лобового сопротивления
Минимальная скорость. Изменение тяги и лобового сопротивления практически не влияет на минимальную скорость горизонтального полета, если величины коэффициента С„ и площади крыла остаются неизменными (без учета составляющей силы тяги Psina).
Здесь необходимо заметить, что нельзя путать величину минимальной скорости со временем ее достижения при торможении. Очевидно, что чем больше превышение лобового сопротивления над тягой двигателя, тем интенсивнее будет торможение и тем меньше времени потребуется для достижения минимальной скорости.
Потолок. Влияние изменения индуктивного сопротивления вследствие изменения веса мы уже учли выше. Влияние изменения Р и Qo оценивается по формуле, получаемой из выражения (10.9):
ДЯпот=315О (10.10)
ГЦ — Von
Если разность Рц—Qotl изменится на 10%, то потолок изменится иа 315 м в ту же сторону. Если лобовое сопротивление изменяется вследствие подвески под самолет бомб, баков и других грузов, изменяющих не только конфи-
гурацию самолета, но и его вес, необходимо учитывать одновременное влияние обоих факторов:
йН - 3150 ^-^и) _2^pn_QOjj2 G .
• Максимальная скорость. Влияние изменений тяги двигателя и лобового сопротивления самолета на максимальную скорость зависит от характера изменения разности этих сил по скорости, определяемого деличиной PV—Qv..
Рис. 10.17. Влияние изменений тяги двигателя на максимальную скорость полета
На рис. 10.17 показаны два вида кривых Р и Qr. В случае когда вблизи максимальной скорости наклоны кривых Р и Qr резко различны, при изменении тяги или лобового сопротивления максимальная скорость изменяется мало (рис. 10.17, а). При таком же изменении тяги максимальная скорость изменяется весьма существенно, если наклоны кривых тяги и лобового сопротивления мало отличаются по величине (рис. 10.17, б). Для иллюстрации этой зависимости можно использовать формулу
A^max = ~.(10-Н)
.тах Pv—Qr
где Pv н Q^— производные силы тяги и лобового сопротивления по скорости.
Установившиеся перегрузки. При изменении лобового сопротивления вследствие изменения конфигурации самолета (выпуска шасси,-тормозных щитков, повреждений самолета и т. п.), а также при изменении тяги двигателя соответствующее изменение возможной длительной перегрузки оценивается с помощью формулы (10.8), из которой следует:
А”УУ” =0 5 A^-Qo)
" ”Ууст0°
Иначе говоря, изменение избыточной тяги на 10% вызывает изменение возможной длительной перегрузки на 5%.
Влияние изменения стреловидности крыла
Минимальная скорость. Изменение стреловидности крыла приводит к измеиеиию допустимого значения коэффициента СУд0П. При этом нескрлько изменяется также и площадь крыла. Из-за суммарного влияния этих факторов минимальная скорость полета при минимальной стреловидности обычно бывает на 50—100 км/ч меньше, чем при максимальной стреловидности крыла.
Потолок. Изменение стреловидности крыло приводит к неодинаковому изменению составляющих сил лобового сопротивления Qo и Qir: увеличение стреловидности крыла вызывает уменьшение Qo и увеличение Qtr вследствие уменьшения удлинения крыла и некоторого уменьшения его площади. Поэтому при одном и том же числе М суммарное влияние изменения стреловидности крыла на потолок самолета невелико и по знаку зависит от конкретного режима полета и от угла стреловидности крыла. Дело в том, что для каждого режима полета, определяемого числом М и величиной коэффициента С„, существует свой строго определенный оптимальный угол стреловидности крыла, при котором высота потолка будет наибольшей. При изменении угла стреловидности крыла в любую сторону от оптимального значения высота потолка будет уменьшаться.
Максимальная скорость. Соотношение составляющих сил лобового сопротивления Qo и Q;r на больших скоростях видно из графиков, изображенных на рис. 10.5 и 10.6. За исключением высот, близких к потолку, величина Qo в прямолинейном горизонтальном полете во много раз больше, чем Qir. Поэтому при увеличении стреловидности крыла суммарное лобовое сопротивление в прямолинейном полете на максимальной скорости сильно уменьшается, вследствие чего максимальная скорость увеличивается, и особенно интенсивно на средних и больших высотах, где избыточная тяга по скорости изменяется слабо.
Установившиеся перегрузки. Изменение стреловидности крыла, как и в случае влияния его на потолок, может повлиять на возможную длительную перегрузку по величине и по знаку по-разному, в зависимости от гого, как исходная стреловидность отличается от оптимальной. Последняя увеличивается с ростом чисел М и уменьшением С„.
Например, при большой исходной стреловидности и малых числах М уменьшение стреловидности приведет к. существенному уменьшению индуктивного сопротивления и в соответствии с формулой (10.8) к росту возможных длительных перегрузок. При той же начальной стреловидности и больших числах М уменьшение стреловидности приведет к сильному росту Qo, уменьшению разности Р — Qo и соответственно к уменьшению длительной перегрузки.
Влияние изменения температуры
Минимальная скорость. Изменение температуры воздуха при постоянном давлении, т. е. на данной барометрической высоте, приводит к изменению плотности обратно пропорционально абсолютной температуре. Учитывая эту зависимость, из формулы (10.3) описанным выше способом можно получить следующее выражение:
ДУ • пппДУ • пппV .• пипV .• пип= —0,5 -^- = 0,5-^- РТ= —0,5 -^- = 0,5-^- РТ
ДУ • ппп
ДУ • ппп
V .
• пип
V .
• пип
= —0,5 -^- = 0,5-^- РТ
= —0,5 -^- = 0,5-^- РТ
Иначе говоря, изменение абсолютной температуры на 10% вызывает изменение минимальной скорости на 5% в ту же сторону.
Потолок. Как было показано в главе 3, для современных ТРД температура воздуха сильно влияет на тягу двигателя, что приблизительно выражается зависимостью
ДРРДРР= -(2,0-l.2,5)^-,= -(2,0-l.2,5)^-,(10.12)(10.12)
ДР
Р
ДР
Р
= -(2,0-l.2,5)^-,
= -(2,0-l.2,5)^-,
(10.12)
(10.12)
т. е. увеличение абсолютной температуры иа 10% вызывает уменьшение тяги двигателя на 20—25%. Соответственно этому уменьшается и потолок самолета. Например, на числах М, при которых на потолке К=Ктах, когда Qo= Qin из формулы (10.10) с учетом зависимости (10.12) получаема следующее выражение:
Д^пот = -12600-^-,
т. е. увеличение абсолютной температуры иа 10% (примерно на 22е) вызывает уменьшение потолка примерно на 1260 м. На больших числах М влияние изменения температуры на потолок несколько слабее, но все же остается значительным. "
Максимальная скорость. Влияние изменения температуры на максимальную скорость проявляется через изменение тяги [формулы (10.11) и (10.12)]. Оно будет тем сильнее, чем слабее изменяется избыточная тяга по скорости (рнс. 10.17, п и б). Для иллюстрации этой зависимости можно использовать формулу
ДГ
AVmax Р
Шалq1
"17= 2 "V '" "ой лЙ •
v max* max г — у
Установившиеся перегрузки. В соответствии с формулами (10.6) и (10.7) величины Qo и Qi не зависят от температуры, если число М и высота полета по барометрическому высотомеру остаются неизменными. Учитывая этот факт и зависимость тяги от температуры (10.12), из формулы (10.8) найдем
А'Ь’уст _ РМ
пУуст P”QoТ -
Отсюда видно, что возможная длительная перегрузка существенно зависит от температуры, и тем сильнее, чем меньше относительная разность ^ ^--.
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 поворотного 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.
ОБЛАСТЬ ДИНАМИЧЕСКИХ ВЫСОТ ПОЛЕТА
Как известно, на верхней границе диапазона скоростей и высот полета — линии потолков — выполняются условия постоянства скорости P = Qy и прямолинейности горизонтального полета Y=G. Выше линии потолков в горизонтальном полете невозможно сохранить постоянную скорость, так 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 сохранить.
Область скоростей и высот, расположенная выше линии потолков, в которой возможен прямолинейный горизонтальный полет, называется областью динамических высот. Левой границей этой области является линия минимальной скорости горизонтального 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.
Как известно, уровень механической энергии измеряется величиной удельной энергии, т. е. полной механической энергией, приходящейся на один килограмм веса самолета:
Н.-^^ + ОН^-^ + Н.
Рис. 10.18. Область динамических высот полета
Максимум уровня энергии обычно имеет место в точке пересечения линии потолков с линией ограничения максимальной скорости по числу М (рис. 10.18).
Если из точки НЭтах выполнить маневр с набором высоты при условии постоянства механической энергии
^max = ^- + ^= const,
то по мере увеличения высоты скорость будет уменьшаться по закону:
и = К2|?№„-и)
(кривая 1 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 линию потолков механическая энергия самолета не сохраняется постоянной, 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'перегрузку больше единицы, что вблизи потолка приводит к существенному росту индуктивного сопротивления, пропорционального квадрату перегрузки. Кроме того, достичь точки НЭтах без нару-
шения ограничения скорости по Мирен нельзя. Можно только подойти к ней сравнительно близко.
По указанным причинам правая граница области динамических высот лежит несколько левее линии /73fflax =const и имеет несколько больший наклон (линия 2 на рис. 10.18). Точку пересечения правой и левой границ области динамических высот (точка Д) принято называть динамическим потолком.
Маневр выхода на динамические высоты целесообразно начинать на 2000—3000 м ниже линии потолков, где имеется достаточный избыток тяги для создания перегрузки без потери энергии (P>Q).
В области динамических высот прямолинейный горизонтальный полет возможен только с торможением, так как P<Qr. Продолжительность горизонтального полета в области динамических высот определяется временем торможения до минимальной скорости. Для современных самолетов оно достигает трех-четырех минут.
При выводе из горки по кривой при пу<1 скорость может быть уменьшена ниже минимальной скорости горизонтального полета без превышения СУдоп и достигнута высота, несколько большая динамического потолка. Контроль режима полета при этом ведется по указателю угла атаки. ' ■
Характерными особенностями поведения самолета при полете на динамических высотах являются, во-первых, вялость реакции на отклонение рулей, инертность в угловых движениях, необходимость больших перемещений рычагов управления, во-вторых, трудность сохранения заданной высоты полета.
Использованию области динамических высот часто мешают ограничения высоты и скорости по устойчивости работы силовой установки. Возможности для выполнения маневров здесь очень ограниченны еще и потому, что при создании перегрузки торможение в результате значительного роста индуктивного сопротивления становится настолько интенсивным, что до достижения минимальной скорости самолет успевает развернуться не более чем на 30—50°.
При дальнейшем совершенствовании самолетов, и особенно при увеличении скоростей полета, максимальный уровень энергии их будет возрастать. Следовательно, область динамических высот будет расширяться и ее роль станет более значительной.
ГЛАВА 11
СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ СОВРЕМЕННЫХ САМОЛЕТОВ
РАСПРЕДЕЛЕНИЕ ФУНКЦИЙ МЕЖДУ ЛЕТЧИКОМИ АВТОМАТИЧЕСКИМИ УСТРОЙСТВАМИ
Значительное расширение диапазона скоростей и высот полета современных самолетов приводит к существенным изменениям их характеристик устойчивости и управляемости.
Рис. 11.1. Влияние характеристики устойчивости и управляемости самолета на время, затрачиваемое летчиком на поддержание режима полета
Практика самолетостроения показывает, что изменением только конструктивных форм невозможно обеспечить приемлемые динамические свойства самолета во всем диапазоне скоростей и высот полета. Изменение характеристик устойчивости и управляемости самолета в процессе полета требует, чтобы летчик не только четко знал характер этого изменения, но и приспосабливался' к управлению самолетом с учетом этого изменения. Все это отвлекает летчика от выполнения основной задачи, утомляет его и снижает эффективность действия самолета.
В качестве примера на рис. 11.1 показано изменение затрат времени, а соответственно и энергии летчика на поддержание режима полета в зависимости от степени устойчивости и управляемости самолета. Незаштрихованная часть диаграммы характеризует резерв времени, остающийся у летчика для выполнения основной задачи. Диаграмма а соответствует самолету с хорошими характеристиками устойчивости и управляемости, б— с ухудшен-
ными характеристиками и б — неустойчивому самолету. Управление неустойчивым самолетом поглощает практически все время, требуя непрерывного вмешательства в управление. Сохранение режима полета или выполнение заданного маневра на современном самолете даже при хороших характеристиках устойчивости и управляемости требуют от летчика большого внимания, умения правильно и быстро обобщать показания приборов, количество которых непрерывно увеличивается, своевременно принимать решение и совершать действия, обеспечивающие выполнение задания. В связи с этим возникает насущная необходимость освободить летчика от ряда функций, которые могут выполнить различного рода автоматические устройства.
Для правильного распределения функций между летчиком и автоматическими устройствами необходимо знать свойства летчика-оператора. Управляя самолетом, летчик использует почти все органы чувств, однако их роль при управлении самолетом неравнозначна. Наиболее важным органом чувств летчика является зрение, которое отличается остротой восприятия формы, безошибочностью и помехоустойчивостью. Острота зрения человеческого глаза определяется высокой разрешающей способностью. Это позволяет летчику безошибочно воспринимать внешние формы предметов, опознавать цели, отличать один самолет от другого, близкого по формам и размерам, и т. д. Свободное от воздействия электромагнитных помех зрение человека является одним из самых совершенных и труднозаменимых органов чувств.
Одним из замечательных свойств летчика является удивительная приспособляемость к изменяющимся условиям — «самонастраивание», чего только частично удается добиться с помощью автоматических устройств. Летчика чрезвычайно трудно заменить автоматическими средствами в тех случаях, когда решение должно быть принято при неполной или противоречивой информации, когда надо опознать и выделить цель, и в ряде других случаев. Исследования показывают, что вмешательство летчика в управление для парирования последствий отказов техники, ошибок других операторов, воздействия неблагоприятных внешних условий значительно повышает безопасность полета.
Вместе с тем летчик-оператор обладает и рядом недостатков. Ему трудно выполнять сложные вычислительные и логические операции. Ответная реакция летчика всегда запаздывает, и тем сильнее, чем большее число параметров он* должен контролировать. Время запаздывания реакции летчика зависит от вида раздражителя, его интенсивности, психофизиологического состояния летчика и изменяется в широких пределах. Характерными раздражителями являются световые, звуковые, акселерационные и кинестетические. При резком изменении параметров движения время запаздывания вмешательства летчика в управление для парирования этого изменения связано главным образом с акселерационными раздражителями. Такими раздражителями являются угловые ускорения и скорость изменения перегрузки.
В качестве примера на рис. 11.2 показано время запаздывания вмешательства летчика в управление в зависимости от скорости изменения нормальной перегрузки пу, например, при отказах техники. Видно, что с увеличением интенсивности раздражителя летчик раньше замечает изменение перегрузки и с меньшим запаздыванием вмешивается в управление.
Рис. 11.2. Зависимость времени вмешательства летчика в управление от интенсивности раздражителя
Время запаздывания вмешательства летчика в управление /вм зависит также от его информированности о предполагаемом введении отказа. Как показывают исследования (рис. 11.2), предварительная информация летчика о введении отказа приводит, как на первый взгляд ни покажется странным, к увеличению времени вмешательства летчика в управление. Последнее объясняется тем, что если летчик предупрежден о введении отказа, то он спокойнее и более осознанно, а не рефлекторно вмешивается в управление. Осознанные же действия летчика всегда требуют большего времени, чем рефлекторные (интуитивные). Однако по мере увеличения интенсивности раздражителя элемент рефлекторности начинает преобладать, вследствие чего кривые времени запаздывания /вм (рис. 11.2) при информированных и неинформированных отказах сближаются.
При большой скоротечности процессов летчик вследствие запаздывания вмешательства в управление не может осуществлять точного пилотирования, а при некоторой частоте возмущающего воздействия, превышающей частоту пропускания летчика (0,5— 1 Гц), вмешательство его в управление может привести к раскачке самолета. В соответствии с этим действия, вытекающие из реше-
ния определенных логических Или функциональных связей, автоматические устройства могут выполнять лучше (точнее и быстрее), чем летчик. Особенно в случаях, когда для принятия решения требуется сопоставить большое количество параметров или когда ответная реакция летчика должна выполняться с частотой, превышающей его физические возможности. Это объясняет причину широкого использования на современных самолетах различного рода автоматических устройств, повышающих демпфирование (автоматы демпфирования) и устойчивость (автоматы устойчивости), автоматов балансировки, ограничителей перегрузок, командных (директорных) приборов и других автоматических устройств, значительно облегчающих управление самолетом на различных этапах полета.
В зависимости от распределения функций между летчиком и автоматическими устройствами процесс управления принято разделять на неавтоматический, автоматический и смешанный (полуавтоматический). В соответствии с этим и системы управления самолетом называют неавтоматическими, полуавтоматическими и автоматическими. Если при неавтоматическом управлении все функции по управлению самолетом выполняет летчик, а при автоматическом— система автоматического управления (САУ), то при полуавтоматическом управлении часть функций выполняет летчик, часть — автоматические устройства.
ФОРМИРОВАНИЕ УСИЛИЙ НА РЫЧАГАХ УПРАВЛЕНИЯ
Рост скоростей полета сопровождается увеличением шарнирных моментов, что требует значительных усилий и мощностей для отклонения рулей. Особенно сильное изменение шарнирных моментов наблюдается на трансзвуковых скоростях полета, когда при перестройке обтекания от дозвукового к сверхзвуковому шарнир, ный момент может изменяться не только по величине, но и по направлению действия.
Практика самолетостроения показывает, что с помощью только аэродинамических средств (различного рода компенсаций, триммеров и др.) не представляется возможным обеспечить приемлемые усилия на рычагах управления и тем более добиться правильного их изменения во всем летном диапазоне скоростей и высот " полета. Это побудило конструкторов искать другие пути уменьшения усилия на рычагах управления.
Широкое применение получили гидроусилители (бустеры),устанавливаемые в системе управления и позволяющие во много раз увеличить усилие, производимое летчиком. Поскольку в данном случае летчик отклоняет рули не непосредственно, а с помощью гидроусилителя, такое управление принято называть управлением непрям ого действ и я.1
Гидроусилитель не оказывает влияния на шарнирный момент, он только уменьшает потребные усилия на рычагах управления, воспринимая частично или полностью шарнирный момент. В пер- 270.
вом случае гидроусилитель включается по обратимой схеме (часть шарнирного момента передается на рычаги управления и воспринимается летчиком), во втором—по необратимой схеме.
На современных самолетах гидроусилители включаются, как правило, по необратимой схеме. В этом случае для перемещения, например, ручки управления летчик должен приложить усилие, необходимое только для преодоления сил трения в проводке управления золотником гидроусилителя.
Рис. 11.3. Схема простейшего загрузочного механизма
Но управлять самолетом, не ощущая усилий на ручке, ориентируясь только по ее положению и перемещению, чрезвычайно трудно. Действительно, на малых скоростях для изменения режима полета требуются значительные отклонения руля и ручки, а на больших скоростях даже незначительное их перемещение сопровождается сильным изменением угла атаки и перегрузки. На таких скоростях полета нужны настолько малые отклонения ручки управления, что летчик, не ощущая на ней усилий, не в состоянии зафиксировать ручку в нужном положении. В рассматриваемом случае практически утрачивается возможность управлять самолетом.
Таким образом, усилие на ручке управления является важнейшей комплексной характеристикой, позволяющей летчику правильно соразмерить отклонения руля и ручки. Поэтому при установке гидроусилителя по необратимой схеме конструктор вынужден применять разного рода загрузочные механизмы, искусственно создающие (имитирующие) усилие на ручке управления.
Наиболее простым и надежным, получившим вследствие этого наибольшее распространение, является пружинный загружатель, схема которого приведена на рис. 11.3. При отклонении ручки в ту или другую сторону летчик с помощью упоров 4 и шайб 3 сжимает пружину и таким образом ощущает усилие на ручке, величина которого тем больше, чем больше жесткость пружины и
чем на большую величину она деформируется (перемещается ручка). .
Включая электромотор 5 и изменяя положение точки А, можно менять положение ручки, соответствующее нулевому усилию на ней, и тем самым создавать триммерный эффект. Устройства, позволяющие изменять усилие на ручке при неизменном ее положении, называются механизмами триммерного эффекта.
Рис, 11.4. Характеристика простейшего загрузочного механизма
Простейший загрузочный механизм имеет линейную зависимость усилия на ручке от ее перемещения (сплошная линия на рис. 11.4). Это значит, что на больших дозвуковых скоростях полета, где требуются малые отклонения рулей и ручки, управление будет слишком легким, создавая опасность непроизвольной раскачки самолета или превышения допустимого значения перегрузки. Для устранения этого недостатка на некоторых самолетах стали применять загрузочные механизмы с «изломом» характеристики (штриховая линия на рис. 11.4), облегчающие продольное управление на малых скоростях (при больших отклонениях ручки хв) и затяжеляющие его на больших околозвуковых скоростях (при малых отклонениях ручки). В некоторых случаях в систему управления включаются два загрузочных механизма: взлетно-посадочный и полетный.
Однако такого типа загрузочные механизмы позволяют получить более или менее приемлемые усилия на рычагах управления только элеронами и рулем направления. Применение подобных загружателей в продольном канале не исключает возможности непроизвольной раскачки самолета, например, при переходе с крутой характеристики на пологую. Невозможность обеспечить требуемый характер изменения усилия на ручке управления стабили- 272 ■
применением автоматов регули-•применением автоматов регули-•33От ручки управленияОт ручки управлениязатором во всем летном диапазоне скоростей и высот полета с помощью простейших загрузочных механизмов вынудила конструкторов устанавливать специальные автоматы, регулирующие загрузку ручки (Св) и передаточное число (Ав). На современных самолетах эта проблема решае рования загрузки (АРЗ) в сочетании с нелинейным механизмом и АРЗ в сочетании с автоматом регулирования передаточного отношения (АРП).
применением автоматов регули-•
применением автоматов регули-•
3
3
От ручки управления
От ручки управления
АРЗ, схема которого приведена на рис. 11.5, регулирует жесткость загрузки ручки Св, затяжеляя ее при увеличении скорости и уменьшении высоты полета. Автомат регулирования загрузки состоит из Телескопического кронштейна /, на котором устанавливается электромеханизм 2 загрузочного механизма 3, качалки 4 и электромеханизма триммер- ного эффекта 5. При изменении приборной скорости и высоты полета электромеханизм 2 исполнительного устройства меняет плечо /3 и тем самым- изменяет загрузку ручки.
Механизм нелинейной передачи от ручки управления к
Рис.Рис.11.5. Схема автомата регулирования загрузки (АРЗ)11.5. Схема автомата регулирования загрузки (АРЗ)стабилизатору уменьшает передаточное число Кв при малых отклонениях ручки (при больших скоростях полета) и увеличивает при больших отклонениях, что требуется на малых скоростях полета. В качестве примера на рис. 11.6 показана типичная нелинейная зависимость отклонения стабилизатора от перемещения ручки, обеспечивающая при одном и том же перемещении ручки Ахв малое отклонение стабилизатора вблизи нейтрального положения ручки и большое отклонение в крайних ее положениях.'
Рис.
Рис.
11.5. Схема автомата регулирования загрузки (АРЗ)
11.5. Схема автомата регулирования загрузки (АРЗ)
АРЗ в сочетании с нелинейным механизмом работает надежно и сохраняет диапазон отклонения стабилизатора на всех режимах полета. Основным недостатком АРЗ является изменение передаточного числа в зависимости от положения ручки управления, а не от режима полета, благодаря чему удается получить оптимальные характеристики управляемости только для определенного диапазона высот полета. Так, например, если выбор характеристики нелинейного механизма был произведен из условия обеспечения приемлемых характеристик управляемости на боль-
ших высотах, то при полете на малых высотах можно получить очень малые значения градиентов х"у и Р"у.
АРЗ в сочетании с автоматом передаточного отношения (АРП) имеет большие возможности и принципиально позволяет полу-
Рис. 11.6. Зависимость отклонений стабилизатора от перемещения ручки управления, обеспечиваемая нелинейным механизмом
чить желаемые характеристики управляемости (а/'у, Р"у) на всех режимах полета. На некоторых самолетах АРЗ и АРП конструк-
Рис. 11.7. Схема автомата регулирования управления (АРУ-ЗВ) тивно выполняются в виде единого агрегата — автомата регулирования управления (АРУ). В качестве примера на рис. 11.7 показана схема АРУ-ЗВ. В точке Ai штока исполнительного механиз-
ма АРУ крепится тяга управления, Идущая к гидроусилителю. В точке А— загрузочный механизм. При перемещении штока вверх уменьшается передаточное отношение Кв (исполнительный механизм переходит с большого плеча /п на малое) и одновременно увеличивается плечо /3 загрузочного механизма, что эквивалентно увеличению жесткости загрузки ручки. На рис. 11.8
показаны законы изменения плеч Zn и /3 в функции приборной скорости и высоты полета, реализуемые в АРУ-ЗВ.
Автоматы АРП, регулируя передаточное число Кв от ручки к стабилизатору, одновременно изменяют диапазон отклонений стабилизатора. Так, например, при больших скоростях полета полному отклонению ручки управления (рис. 11.8) будет соответствовать в два раза меньшее, чем на малых скоростях полета, отклонение стабилизатора. Отмеченное в ряде случаев может привести к ограничению маневренных возможностей
мые АРУ-ЗВмые АРУ-ЗВсамолета.самолета.рычагах управления значирычагах управления значиЗадача формирования усилий на
мые АРУ-ЗВ
мые АРУ-ЗВ
самолета.
самолета.
рычагах управления значи
рычагах управления значи
тельно упрощается в системах дистанционного управления, которые начинают находить применение на некоторых современных самолетах. В таких системах управления между рычагами управления и гидроусилителем нет механической проводки управления. Отклонение рычагов управления передается сельсинам-датчикам, которые вырабатывают электрический сигнал. Этот сигнал после усиления подается на электрогидроусилитель, непосредственно отклоняющий органы управления.
АВТОМАТЫ ДЕМПФИРОВАНИЯ
Одним из наиболее распространенных автоматических устройств, позволяющих улучшить динамические свойства самолета, а соответственно и характеристики управляемости, являются автоматы демпфирования. В первую очередь необходимо повысить демпфирование колебаний большой частоты (малых продольных и боковых движений), на которые летчик не в состоянии своевременно реагировать. Поскольку демпфирующие моменты пропор-
циойальны угловым скоростям вращения, для искусственного повышения демпфирования можно использовать обычные органы управления, отклоняя их пропорционально угловой скорости так, чтобы рулевые поверхности создавали моменты, препятствующие вращению.
Автомат демпфирования колебаний самолета вокруг центра масс представляет собой автоматическое устройство, состоящее из скоростного гироскопа, являющегося датчиком угловой скорости
Рис. 11.9. Функциональная схема автомата демпфирования
(ДУС), усилителя (У) и рулевого агрегата управления (РАУ), представляющего собой раздвижную тягу винтового типа. Функциональная схема демпфера тангажа показана на рис. 11.9.
При вращении самолета датчик угловой скорости вырабатывает электрический сигнал, пропорциональный угловой скорости тангажа Хщ , и подает его на усилитель. Из усилителя сигнал поступает на электродвигатель РАУ, вызывая его вращение. С помощью редуктора-преобразователя вращательное движение ротора двигателя преобразуется в поступательное движение штока раздвижной тяги. Перемещение штока РАУ на величину Ах передается на золотник гидроусилителя, который и отклоняет стабилизатор на угол Аср для парирования возникшей угловой скорости вращения. Чтобы руль высоты отклонялся пропорционально угловой скорости вращения, в контур демпфера тангажа устанавливается обратная связь. В этом случае при перемещении шток РАУ одновременно смещает щетку потенциометра обратной связи, благодаря чему на вход усилителя подается сигнал обратной связи Ао.с, пропорциональный Ах. Этот сигнал, суммируясь с сигналом датчика угловой скорости Xto , своевременно прекращает движение штока.
При идеальной работе автомата демпфирования стабилизатор отклоняется по следующему закону:
^=к:^г,(ил)
где К/—передаточное число (коэффициент усиления) демпфера тангажа от угловой скорости к рулю высоты (стабилизатору). Передаточное число К™2 численно равно отклонению стабилизатора в градусах при изменении угловой скорости тангажа на 1 град/с.
Увеличение передаточного числа К“2 сопровождается увеличением отклонения стабилизатора при одной и той же угловой скорости оз. а следовательно, усилением затухания колебаний,
Рис. 11.10. Влияние передаточного коэффициента К™2 на переходный процесс изменения перегрузки при отклонении ручки управления на себя
вследствие чего у самолета, имеющего слабое естественное демпфирование, улучшаются динамические свойства.
В качестве примера на рис. 11.10 приведены кривые, показывающие влияние изменения передаточных чисел К™2 на переходный процесс изменения перегрузки при отклонении ручки управления летчиком на себя на одну и ту же величину. Как видно, без демпфера тангажа (К™2 = 0) выход самолета на новое установившееся значение перегрузки сопровождается большим забросом перегрузки и слабым затуханием ее колебаний. При увеличении передаточного числа К™2 уменьшается заброс перегрузки, усиливается затухание колебаний и несколько увеличивается период колебаний.
Выбором передаточного числа демпфера можно искусственно обеспечить приемлемое демпфирование, а значит, и удовлетворительный переходный процесс. Поскольку при изменении высоты и скорости полета естественное демпфирование претерпевает значительное изменение, при постоянном передаточном числе К™2 невозможно достичь удовлетворительных переходных процессов на всех режимах полета. При данном передаточном числе демпфер будет излишне увеличивать демпфирование на малых высотах и недостаточно на больших. Отсюда следует, что заданное качество
Переходного процесса можно обеспечить только с помощью автоматов демпфирования, регулирующих в зависимости от режима полета передаточные числа демпфера. На рис. 11.11 показан примерный закон изменения передаточного числа K”z в функции скоростного напора и высоты полета. С этой целью на корректор передаточных чисел К®* подается сигнал с датчика скоростного напора (дсн).
Рис. 11.11. Закон изменения передаточного коэффициента Кц* в функции скоростного напора и высоты полета
Из рис. 11.10 видно, что с увеличением передаточного числа демпфера тангажа уменьшается установившееся значение перегрузки (Дяу) , что эквивалентно смещению фокуса назад и увеличению устойчивости по перегрузке. Эту величину смещения аэродинамического фокуса назад можно найти по следующей формуле:.
\XF(11.2)
р. в в''
Так, например, при mJ =—0,8, относительной массовой плотности самолета р = -^- =200, V=300 м/с, в = 4 м, К"* =0,15 с получаем
^д = -^-~°-15 = 0-045-
Таким образом, в рассматриваемом примере автомат демпфирования как бы вызывает смещение аэродинамического фокуса (нейтральной центровки) назад на 4,5% САХ. Повышение устойчивости по перегрузке на дозвуковых скоростях полета с помощью демпфера тангажа оказывает благоприятное влияние на динамические свойства сверхзвуковых самолетов, обычно имеющих на таких режимах малый запас устойчивости по перегрузке. Аналогичное 278
влияние он оказывает и на путевую устойчивость на больших сверхзвуковых скоростях, где оца недостаточна.
При вращении самолета автомат демпфирования отклоняет руль, препятствуя вращению. Это значит, что при включенном автомате демпфирования для выполнения маневров с заданной угловой скоростью coz летчик должен дополнительно отклонять ручку управления, компенсируя отклонение стабилизатора, вызванное демпфером. Отсюда следует, что выполнение маневра с включенным автоматом демпфирования всегда будет требовать больших «расходов» ручки управления и усилий, прикладываемых к ней. Отмеченное оказывается полезным для самолетов, у которых значения градиентов X*S и Р"у находятся ниже нормы. Однако такой автомат демпфирования имеет ряд недостатков.
Во-первых, при его работе полному отклонению ручки будет соответствовать неполное отклонение руля, что в некоторых случаях может ограничить маневренные возможности самолета. Последнее особенно нежелательно на сверхзвуковых скоростях полета, 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 должен прикладывать дополнительное усилие, которое при длительном маневрировании утомляет.
Для того чтобы исключить нежелательное («паразитное») отклонение руля при выполнении маневров, в схему автомата демпфирования иногда включают специальный фильтр высоких частот, который пропускает на усилитель только сигналы высокой частоты изменения угловой скорости и не пропускает ее постоянную составляющую.
В этом случае при выполнении энергичных маневров при отклонении ручки управления автомат демпфирования сначала уменьшает угол отклонения стабилизатора, препятствуя увеличению угловой скорости, затем в процессе установления угловой скорости угол отклонения стабилизатора устанавливается соответственно положению ручки.
Эту особенность работы демпфера с фильтром высокой частоты (изодромом) летчик должен учитывать, чтобы исключить непроизвольный выход самолета за ограничения по перегрузке вследствие увеличения угла отклонения стабилизатора при фиксированном положении ручки.
АВТОМАТЫ УСТОЙЧИВОСТИ И БЕЗОПАСНОСТИ
Идея искусственного повышения устойчивости с помощью автоматических 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 стабилиза-
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 «потери» на балансировку самолета на сверхзвуковых скоростях полета иногда побуждает конструкторов задавать самолету достаточно заднюю центровку, В этом случае самолет может оказаться нейтральным или даже неустойчивым по перегрузке на дозвуковых скоростях полета.
Рис. 11.12. Принцип работы автомата устойчивостиРис. 11.12. Принцип работы автомата устойчивости
Рис. 11.12. Принцип работы автомата устойчивости
Рис. 11.12. Принцип работы автомата устойчивости
Допустим, что самолет нейтрален по перегрузке (фокус совмещен с центром тяжести). В этом случае при изменении угла атаки не будет возникать восстанавливающих моментов ЬМ„ так как появившийся прирост подъемной силы АУ приложен в центре тяжести самолета (рис. 11.12). Для обеспечения устойчивости по перегрузке в рассматриваемом случае автоматические устройства должны отклонять стабилизатор так, чтобы возникал восстанавливающий продольный момент. Это требует при положительном приросте углов атаки создавать положительный прирост отклонения стабилизатора, при отрицательном Да —отрицательный прирост А<р.
Появившийся прирост подъемной силы горизонтального оперения, суммируясь с приростом АУ, определяет равнодействующую ЛУ+АУг. о, точка приложения которой сместится назад от центра тяжести на величину \Хр 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 стабилизирующий (восстанавливающий) момент.
На рис. 11.13 приведена функциональная схема такого автомата устойчивости. В качестве датчика угла атаки может быть использован ДУАС — датчик углов атаки и скольжения, в качестве датчика перегрузки — датчик вертикального ускорения. При изменении перегрузки (угла атаки) датчик перегрузки вырабатывает электрический сигнал X , После прохождения усилителя этот сигнал подается на рулевой агрегат управления (РАУ), который, вызывая поступательное перемещение штока на вели-
28Q
чину &х, воздействует на золотник гидроусилителя и отклоняет стабилизатор для парирования изменения перегрузки. Стабилизатор отклоняется до тех пор, пока сигнал обратной связи Хо. с не уравновесит управляющий сигнал Хп .
Автомат устойчивости, повышая устойчивость, а соответственно и частоту колебаний, практически не оказывает влияния на демпфирование колебаний. Поэтому по мере роста частоты колебаний
Рис. 11.13. Функциональная схема автомата устойчивости
усиливается колебательность процесса. В этом основной недостаток автоматов устойчивости. Для его устранения приходится с автоматом устойчивости устанавливать и автомат демпфирования. По этим соображениям автоматы устойчивости применяются сравнительно редко.
Принцип работы автоматов устойчивости часто используется для работы автоматов безопасности, предназначенных для предотвращения 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 каналов (основной, дублирующий, аварийный 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 самолета на перегрузку пу, превышающую допустимое значение лУдоп. Так как опасность превышения допустимого значения перегрузки определяется не только величиной перегрузки в данный момент времени, но и угловой скоростью вращения самолета, зна-
чение перегрузки /гуср, при которой автомат безопасности должен сработать, определяется из условия
(11.3)(11.3)» = п -К>®.
(11.3)
(11.3)
Уср Удоп ■ пу •
где К™г— передаточное число от угловой скорости к перегрузке.
Из этого выражения видно, что при заданном допустимом значении перегрузки лУдоп автомат безопасности вмешается в управление на тем меньшей перегрузке лУср, чем больше угловая скорость ш2. В отличие от автомата устойчивости автомат безопасности отклоняет стабилизатор или подключает дополнительный загрузочный механизм только в случае превышения перегрузки /гуср, определяемой выражением (11.3),
ГЛАВА 12
ПРИНЦИПЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО И ДИРЕКТОРНОГОУПРАВЛЕНИЯ
Системы автоматического управления (САУ) могут осуществлять 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 серьезными трудностями. Задача существенно упрощается, если удается многоконтурную систему управления разделить на несколько более простых. Обоснованием такого разделения являются собственные динамические свойства самолета.
Во-первых, во многих случаях представляется возможным общее движение самолета разделить на продольное и боковое и рассматривать их раздельно.
Во-вторых, поскольку малые движения, определяющие движение самолета вокруг центра тяжести, протекают значительно быстрее больших, определяющих движение центра тяжести (траекторию полета), системы автоматического управления продольным и боковым движением, в свою очередь, можно разделить на системы управления движением вокруг центра тяжести и системы управления траекторией полета.
АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ ДВИЖЕНИЕМВОКРУГ 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 Охь
На рис. 12.1 представлена функциональная схема автоматического управления углом крена с помощью элеронов. Чувствительным элементом автопилота является гировертикаль (ГВ), которая фиксирует фактическое значение угла крена у. Электрический сигнал л из гировертикали поступает на суммирующее устройство (СУ). Если фактическое значение угла крена f отличается от заданного значения у», то появляется сигнал рассогласования
X — X , который после усиления в усилителе (У) подается на ’ *3
рулевую машину (РМ), представляющую собой комбинацию рулевого агрегата управления (РАУ) и гидроусилителя. Рулевая машина отклоняет элероны пропорционально разности сигналов Х^ — Х^ , а значит, и разности у—у3. Пропорционально величине отклонения элеронов через обратную связь (ОС) подается на суммирующее устройство сигнал Хс, направленный противоположно
Рис. 12.1. Функциональная схема кренового автопилота
сигналу X — X . Отклонение элеронов происходит до тех пор, 1 'з
пока сигнал обратной связи не уравновесит разность X — X .
Рассмотрим работу кренового автопилота сначала в режиме стабилизации, например при устранении возникшего (начального) угла крена, допустим, на правое крыло. Если начальный угол крена т = то отличается от заданного угла крена ;3, который в частном случае может быть равен нулю, рулевая машина отклонит элероны пропорционально разности X — X , что обусловит появление момента крена Д4%8э. Этот момент вызовет ускоренное вращение самолета в сторону уменьшения угла крена. В результате начнет увеличиваться угловая скорость шж и возникнет демпфирующий момент /И™^, препятствующий вращению. По мере приближения угла крена у к заданному значению у3 будет уменьшаться разность сигналов чувствительного элемента и задатчика Х^ — Х1 , что приведет к превышению сигнала обратной связи Хс над разностью Х^ — Х^ . Вследствие этого на входе в усилитель
появится результирующий сигнал обратного знака и отклонение элеронов начнет уменьшаться. Таким образом, с течением времени момент крена, создаваемый элеронами, уменьшается, а демпфирующий момент увеличивается. Когда эти моменты станут равными 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 угловая скорость станет уменьшаться. С приближением самолета к
Рис. 12.2. Изменение параметров движения самолета в процессе устранения возникшего угла уо креновым автопилотомРис. 12.2. Изменение параметров движения самолета в процессе устранения возникшего угла уо креновым автопилотомисходному положению элероны постепенно возвратятся в первоначальное положение.
Рис. 12.2. Изменение параметров движения самолета в процессе устранения возникшего угла уо креновым автопилотом
Рис. 12.2. Изменение параметров движения самолета в процессе устранения возникшего угла уо креновым автопилотом
Если собственное демпфирование^™.^) движения крена значительно, то изменение параметров движения будет происходить так, как показано на рис. 12.2. Если же собственное демпфирование мало, как это бывает, например, на больших высотах, то при подходе к исходному положению равновесия самолет будет иметь еще значительную угловую скорость вращения. Вследствие этого он может пройти положение равновесия, и процесс устранения начального угла крена то будет происходить с перерегулированием (колебательно). Возникшие колебания вокруг исходного положения равновесия будут затухать после одного или нескольких колебаний.
Для устранения колебательности процесса можно уменьшить передаточный коэффициент с крена на элероны (А^), в результате чего уменьшатся отклонение элеронов и восстанавливающий момент крена Д/Мд. Вследствие этого возвращение к положению равновесия замедлится, и при некоторых значениях передаточного коэффициента К], движение будет происходить без перерегулирования. Но в этом случае значительно увеличится время переходного процесса.
Устранить колебательность процесса
без увеличения временибез увеличения временипереходного процесса можно введением коррекции по угловой скорости крена, т. е. добавлением на вход в автопилот сигнала Х„ , 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:
без увеличения времени
без увеличения времени
8э=^э(т-тз)+^,(12.1)
где К^ и К”х—передаточные коэффициенты соответственно с крена и угловой скорости крена на элероны.
Изменяя значения передаточных коэффициентов К^ и К^х, 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
Рис. 12.3. Изменение параметров дви-Рис. 12.3. Изменение параметров дви-рассогласования и, как следствие,рассогласования и, как следствие,к уменьшению отклонения элеронов. Когда момент, создаваемыйк уменьшению отклонения элеронов. Когда момент, создаваемый
Рис. 12.3. Изменение параметров дви-
Рис. 12.3. Изменение параметров дви-
рассогласования и, как следствие,
рассогласования и, как следствие,
к уменьшению отклонения элеронов. Когда момент, создаваемый
к уменьшению отклонения элеронов. Когда момент, создаваемый
правое полукрыло на величину т3). Это можно обеспечить, если на вход автопилота подать некоторый управляющий сигнал. Он может быть задан в виде ступенчатой функции или в виде некото-
рои функции времени.
Для простоты рассуждений предположим, что на вход автопилота поступил ступенчатый управляющий сигнал X . У идеального автопилота (без запаздывания) этот сигнал вызовет ступенчатое отклонение элеронов 8 (рис. 12.3), в результате чего появится управляющий момент крена Л1М и самолет начнет ускоренно вращаться вокруг продольной оси. Это приведет, с одной стороны, к возникновению демпфирующего момента /И™^- препятствующего вращению, с другой — к росту угла крена и уменьшению
жения самолета в процессе автоматиче- сигнала ского управления углом крена у X
' т3
элеронами Л/5э8э> станет равным демпфирующему Л/™^, угловая скоростьJкрена достигнет максимальной величины. Дальнейшее движение будет'сопровождаться уменьшением угловой скорости крена. Когда угол крена у приблизится к заданной величине ;3, сигнал рассогласования X — X настолько уменьшится, что сиг- нал Хт , выходящий из датчика угловой скорости (рис. 12.1), обу
словит отклонение элеронов против вращения, поэтому при правильно выбранных передаточных коэффициентах КХ и К"х угол крена будет монотонно или со слабым перерегулированием стремиться к заданному значению. На рис. 12.3 показано изменение отклонения элеронов, моментов крена и параметров движения самолета при автоматическом управлении 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, управляющего углом тангажа. Чувствительными элементами этой части автопилота, так же как и автопилота, управляющего углом крена, являются гировертикаль (ГВ) и датчик угловой скорости (ДУС),
которые выдают сигналы, пропорциональные фактическим значениям угла тангажа Э и угловой скорости тангажа wz. поступающие на суммирующее устройство (СУ). Если сумма этих сигналов не уравновешивает сигнал Хь , соответствующий заданному значению угла тангажа, то суммирующее устройство формирует сигнал, который после усиления поступает на рулевую машину (РМ), вызывающую отклонение стабилизатора.
Рис. 12.4. Функциональная схема автопилота, управляющего углом тангажа
Рассмотрим работу такого автопилота в режиме стабилизации утла тангажа. Предположим сначала, что управление углом тангажа осуществляется автопилотом, не имеющим коррекции по угловой скорости тангажа (верхняя цепочка на рис. 12.4 разъединена). Допустим, что угол тангажа отклонился от заданного значения Э3, вследствие чего из суммирующего устройства подается сигнал Ха — Х& , пропорциональный разности фактического и заданного углов тангажа Э — Э3. Под действием этого сигнала, усиленного в усилителе, рулевая машина перемещает одновременно стабилизатор и датчик обратной связи (ОС) до тех пор, пока сигнал обратной связи Хс не уравновесит сигнал Х6—Хй . В результате отклонения стабилизатора возникнет продольный момент Л4^Дср> который вызовет вращение самолета, в процессе которого угол тангажа начнет приближаться к заданному значению.
Так как продольное демпфирование обычно существенно меньше поперечного, при рассматриваемом законе отклонения стабилизатора переходный процесс будет осуществляться со значительным перерегулированием, сопровождающимся, особенно на больших высотах и сверхзвуковых скоростях полета, слабо затухающими колебаниями. Предотвращение продольных колебаний можно обеспечить искусственным повышением демпфирования посредством подачи на суммирующее устройство сигнала, пропорционального угловой скорости тангажа, который формируется датчиком угловой скорости (ДУС). Для этого необходимо включить верхнюю цепочку схемы (рис. 12.4). .
В соответствий с этим автопилот, управляющий углом тангажа, отклоняет стабилизатор по следующему закону:
(12.2)(12.2)
(12.2)
(12.2)
где /С® и К™г — передаточные коэффициенты соответственно с тангажа и угловой скорости тангажа на стабилизатор.
“z“zПри таком законе управления стабилизатором характер изменения моментов и параметров движения самолета при отклонении углов тангажа О и атаки а от их исходных значений будет иметь вид, показанный на рис. 12.5.
“z
“z
Рис. 12.5. Изменение параметров движения самолета в процессе устранения прироста угла тангажа автопилотом, работающим в режиме стабилизацииРис. 12.5. Изменение параметров движения самолета в процессе устранения прироста угла тангажа автопилотом, работающим в режиме стабилизацииВ начальный момент времени на самолет действуют восстанавливающий момент М^а, обусловленный наличием устойчивости по перегрузке, и момент Л^Ду , вызванный отклонением стабилизатора, пропорциональным сигналу рассогласования ■ 0—83. С течением времени угол атаки возвратится к исходному значению со сравнительно небольшим перерегулированием. Изменение угла тангажа Д8 будет несколько отставать от изменения угла атаки Да, так как в процессе возмущенного движения начнет изменяться и угол наклона траектории ДО = Д8—Да. При увеличении угловой скорости тангажа растет и демпфирующий момент Мг2<»2.
Рис. 12.5. Изменение параметров движения самолета в процессе устранения прироста угла тангажа автопилотом, работающим в режиме стабилизации
Рис. 12.5. Изменение параметров движения самолета в процессе устранения прироста угла тангажа автопилотом, работающим в режиме стабилизации
вой скопостисначалавой скопостисначалаПо мере уменьшения угла тангажа и возрастания угловой скорости сигнал по угло- станет равным по величине и обратным по
вой скопостисначала
вой скопостисначала
знаку сигналу К^ (8 — 83), а затем превысит его и вызовет отклонение стабилизатора в противоположную сторону. Такое отклонение стабилизатора создает момент, препятствующий вращению. Отсюда следует, что сигналы по углу тангажа и по угловой скорости тангажа являются принципиально необходимыми для получения качественных переходных процессов.
Рассмотрим теперь процесс автоматического управления углом тангажа. На рис. 12.6 показано изменение параметров движения в процессе перехода с одного угла тангажа (0 = 0) на другой (Э3).
Управляющий сигнал, пропорциональный разности 8 — 83, вызовет отклонение стабилизатора на величину Д<р. Появившийся продольный момент начнет поднимать нос самолета, вследствие чего будут увеличиваться как угол тангажа, так и угол атаки, а следовательно, и подъемная сила. В результате с течением времени начнет искривляться вверх траектория (поворачиваться вектор скорости) и увеличиваться угол наклона траектории,- Вследствие этого угол тангажа изменяется больше, чем угол атаки (рис. 12.6).
При увеличении угла тангажа и угловой скорости уменьшается сигнал рассогласования К„ (8 — 83) и увеличивается сигнал K™ztoz- Это приводит к уменьшению отклонения стабилизатора. В некоторый момент сигнал, пропорциональный угловой скорости, сначала уравновесит все уменьшающийся сигнал Кв(8— 83), а затем превысит его и отклонит стабилизатор в противоположную 288
Рис. 12.6. Изменение параметров движения самолета в процессе автоматического управления углом тангажаРис. 12.6. Изменение параметров движения самолета в процессе автоматического управления углом тангажа
Рис. 12.6. Изменение параметров движения самолета в процессе автоматического управления углом тангажа
Рис. 12.6. Изменение параметров движения самолета в процессе автоматического управления углом тангажа
сторону. Вследствие этого угловая скорость начнет уменьшаться, угол тангажа при правильно выбранных передаточных коэффициентах будет монотонно или со слабым перерегулированием стремиться к заданному значению. Стабилизатор и угол атаки будут стремиться к исходным балансировочным значениям.
Как только угол тангажа приобретет заданное значение, такое же значение приобретет и угол наклона траектории. Вследствие этого нарушается равновесие сил по касательной к траектории, что с течением времени приведет к изменению скорости. Поэтому для сохранения постоянства скорости в процессе перестройки угла тангажа необходимо воздействовать и на тягу двигателя, что на большинстве самолетов летчик выполняет вручную.
Автоматическое управление курсом. Между автоматическим управлением курсом и углом тангажа имеется много общего. Различие состоит в том, что при управлении углом тангажа движение происходит в вертикальной плоскости, а при управлении курсом — в горизонтальной.
Поворот продольной оси в горизонтальной плоскости осуществляется под действием момента рыскания Му, вращение вектора скорости в горизонтальной плоскости—под действием проекции
полной аэродинамической силы на горизонтальную плоскость. Эта проекция может быть получена либо при скольжении (боковая аэродинамическая сила), либо при накренении подъемной силы, либо вследствие крена и скольжения. В соответствии с этим управление курсовым углом самолета можно осуществлять рулем направления, элеронами или одновременно рулем направления и элеронами.
Поскольку боковая аэродинамическая сила Z значительно меньше подъемной аэродинамической силы Y, при управлении курсовым углом с помощью руля направления курс изменяется медленно. Поэтому управление курсом с помощью руля направления осуществляется только в тех случаях, когда по условиям боевого применения самолета крен нежелателен (например, при выполнении фоторазведки, доворота самолета на наземную цель). Более эффективно управление разворотом самолета с помощью элеронов. В этом случае управление курсом осуществляется кренением самолета и поворотом вектора скорости в горизонтальной плоскости под действием горизонтальной проекции подъемной силы Ksiny (рис. 12.7). Для этого на вход в автопилот подается сигнал курсового гироскопа, пропорциональный отклонению угла курса ф от заданного. Автопилот отклоняет элероны пропорционально разности ф — ф3, и самолет начинает накреняться.
Для улучшения качества переходного процесса на суммирующее устройство автопилота одновременно с сигналом курсового пи-
потому, что дляпотому, что дляYYРис. 12.7. Управление курсовым углом посредством накренения самолетаРис. 12.7. Управление курсовым углом посредством накренения самолетамере — на правоемере — на правое
потому, что для
потому, что для
Y
Y
Рис. 12.7. Управление курсовым углом посредством накренения самолета
Рис. 12.7. Управление курсовым углом посредством накренения самолета
мере — на правое
мере — на правое
роскопа подаются сигналы стабилизации крена: сигнал угла крена и сигнал угловой скорости крена. Таким образом, закон управления курсовым углом с помощью элеронов имеет следующий вид:
8э = —Кэ (Ф - ф3) + к\ (Т - Тз) + К^х-(12.3)
Знак «минус» перед передаточным коэффициентом К£ постав- устранения положительного изменения угла ф (нос самолета повернут влево) требуется отрицательное отклонение элеронов (правый элерон отклоняется вверх). 1
При законе управления (12.3) по мере накренения самолета на вход автопилота с гировертикали подается все увеличивающийся сигнал крена. Так как сигнал крена противоположен по знаку сигналу отклонения самолета по курсу, при увеличении угла крена отклонение элеронов уменьшается. Крен будет возрастать до тех пор, пока сигнал угла крена не уравновесит сигнал отклонения самолета по курсу и элероны не возвратятся в исходное положение.
При накренении самолета появится горизонтальная составляющая подъемной силы У sin у, которая начнет искривлять траекторию, поворачивая вектор скорости самолета к заданному курсу с угловой скоростью, пропорциональной углу крена. Так как после накренения самолета моменты рыскания не появляются, в начальный момент при искривлении траектории самолет будет двигаться поступательно, в результате чего продольная ось его начнет отставать от поворота вектора скорости. Это приведет к возникновению некоторого угла скольжения р (в нашем при- )лукрыло, рис. 12.7). Если самолет в путевом
отношении устойчив, то при возникновении скольжения на правое полукрыло появится момент рыскания, который вызовет вращение продольной оси самолета вправо, стремясь совместить ее с вектором скорости.
По мере разворота самолета будет уменьшаться сигнал курса (Ф — фз), в результате чего сигнал угла крена ^(т —Тз) - превысит его, что обусловит отклонение элеронов против крена, и угол крена начнет уменьшаться. Когда угол рыскания ф вернется к исходному значению, вернутся к исходным значениям также углы крена у и скольжения р. Характер изменения параметров движения в рассмотренном переходном процессе показан на рис. 12.8. Здесь угол у определяет угол поворота траектории самолета (вектора скорости) в горизонтальной плоскости, а угол ф —
поворот продольной оси самолета. Разность между ними (<р — ф) определяет угол скольжения р. Заметим, что, стабилизируя курсовой угол <р, автопилот, имеющий закон управления (12.3), не обеспечивает полета по заданной линии пути (х0 на рис. 12.7). В процессе стабилизации курса самолет будет отклоняться от заданной
линии пути.
Рис. 12.8. Изменение параметров движения самолета в процессе устранения возникшего угла рыскания автоматом курсаРис. 12.8. Изменение параметров движения самолета в процессе устранения возникшего угла рыскания автоматом курсасистему управления курсом. В этом случае сигнал отклонения курсасистему управления курсом. В этом случае сигнал отклонения курсаПри управлении курсовым углом только с помощью элеронов продольная ось самолета поворачивается вследствие возникновения момента рыскания, обусловленного скольжением из-за несовпадения вектора скорости с плоскостью симметрии самолета. При малой путевой устойчивости углы скольжения могут достигать значительных величин, что нежелательно, а при полете на малых скоростях (на больших углах атаки) опасно из-за возможности возникновения преждевременного срыва потока. Поэтому иногда применяют координированную
Рис. 12.8. Изменение параметров движения самолета в процессе устранения возникшего угла рыскания автоматом курса
Рис. 12.8. Изменение параметров движения самолета в процессе устранения возникшего угла рыскания автоматом курса
систему управления курсом. В этом случае сигнал отклонения курса
систему управления курсом. В этом случае сигнал отклонения курса
подается одновременно в канал элеронов и канал руля направления. Первый вызывает накренение самолета и вращение вектора скорости в горизонтальной плоскости, второй — вращение продольной оси самолета в этой же плоскости.
АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ ТРАЕКТОРИЕЙ ПОЛЕТА
Управление движением самолета в вертикальной плоскости. Управление движением самолета в вертикальной плоскости осуществляется с помощью двух органов управления: стабилизатора и рычага управления двигателем. Меняя положение стабилизатора и величину тяги двигателя, можно управлять высотой и скоростью полета. При этом в общем случае управление высотой и скоростью полета оказывается связанным, требуя координированного изменения тяги двигателя и отклонения стабилизатора.
Однако для удобства управления самолетом целесообразно осуществлять управление высотой и скоростью независимо друг от друга (автономно). При этом, как правило, у маневренных самолетов автоматическое управление осуществляется только высотой полета; тягой двигателя и скоростью летчик обычно управляет вручную. Поэтому ограничимся рассмотрением автоматического управления только высотой полета, предполагая, что заданный закон изменения скорости обеспечивается летчиком или автоматом скорости.
Для автоматического управления высотой полета в канал стабилизатора подаются сигналы, пропорциональные высоте полета, углу тангажа и угловой скорости тангажа. Таким образом, закон
отклонения стабилизатора при управлении высотой полета имеет вид:
Л? = Кв <Н - Н3) + Kt(b-b3) + К>г. (12.4)
На рис. 12.9 показана функциональная схема автомата, соответствующая этому закону.
Рис. 12.9. Функциональная схема автоматического управления высотой полета
Рассмотрим работу автопилота, стабилизирующего высоту полета. Допустим, что в процессе полета высота стала меньше заданной на величину \Н — Н— Н3. Сигнал с датчика барометрического высотомера или радиовысотомера (В)А'н подается на суммирующее устройство канала стабилизатора, которое сличает его с заданным сигналом Хн и вырабатывает сигнал рассогласования Хн-ХНз. Последний после усиления подается на рулевую машину, которая отклоняет стабилизатор на величину Д<р. Отклонение стабилизатора происходит до тех пор, пока сигнал обратной схемы Хо не уравновесит сигнал рассогласования Хн — ХНз.Возникший в результате отклонения стабилизатора момент Л4^Ду (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 автопилота будет поступать сигнал Хй, противоположный по знаку сигналу рассогласования Хн-ХНз. Последний с ростом высоты полета уменьшается. В результате сумма сигналов X6-V Хс станет больше сигнала Хн — ХНз и отклонение стабилизатора, начнет уменьшаться, уменьшается при этом и угол атаки. В точке 3 стабилизатор и угол атаки возвратятся к исходным значениям. При дальнейшем движении сигнал рассогласования Хн + ХНз продолжает 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 самолет выходит в горизонтальный полет на заданной высоте, сигнал рассогласования Хн — ХНз равен нулю, а стабилизатор будет находиться в исходном (балансировочном) положении.
Из физического рассмотрения работы автопилота, управляющего высотой полета, можно прийти к выводу, что для стабилизации высоты полета необходимыми являются только два сигнала:
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 заданного 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 колебательным (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 принципиального значения не имеет и применяется только для предотвращения угловых колебаний самолета по тангажу.
На некоторых самолетах с помощью стабилизатора (руля высоты) при неизменном режиме работы двигателя осуществляется автоматическое управление числом М полета, например, при наборе высоты, полете по потолкам. В этом случае в канал управления стабилизатором (12.4) вместо сигнала отклонения от заданной высоты подается сигнал отклонения от заданного числа М. При таком законе управления автомат, работая в режиме стаби-
лизации числа М и угла тангажа, будет обеспечивать полет с постоянным углом атаки. Вследствие этого по мере выработки топлива и уменьшения веса- самолет набирает высоту пропорционально 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 направления, стабилизатор и рычаг управления тягой двигателя. Стабилизатор необходимо отклонять для того, чтобы обеспечить движение самолета в горизонтальной плоскости при накренениисамолета, изменяя подъемную силу. Но при изменении подъемной силы меняется и сила лобового сопротивления, поэтому для сохранения постоянства скорости необходимо воздействовать на тягу двигателя. Строго говоря, это должно осуществляться и при управлении курсом. Однако для простоты рассуждений при осуществлении управления движением самолета в горизонтальной плоскости ограничимся рассмотрением только его бокового движения, полагая, что автопилот, стабилизирующий высоту и число М, обеспечивает в процессе разворота самолета полет на заданной высоте с постоянной скоростью. В этом случае управлять движением центра тяжести в горизонтальной плоскости можно только отклонением элеронов и руля направления. Это значит, что управление движением центра тяжести напоминает управление курсом. Действительно, направление полета (курса) изменяется вследствие искривления траектории в горизонтальной плоскости. Таким образом, изменение углового положения самолета связано с управлением движением центра тяжести. Однако при автоматическом управлении курсом боковое перемещение самолета является не самоцелью, а средством изменения курса.
В некоторых случаях (например, при заходе на посадку, при выходе в заданную точку пространства и др.) возникает необходимость управлять боковым перемещением самолета (координатой г). Такое управление корректируется с помощью специальных координаторов, которые могут быть автономными и неавтономными.
К автономным координаторам относятся пилотажно-навигационные устройства, позволяющие определять координаты самолета или их отклонения без помощи наземных станций, маяков и других систем. Такими координаторами, например, являются навигационные автоматы, работающие по принципу счисления пути, инерциальные, астроинерциальные, радиоастрономические и другие системы. '
К неавтономным координаторам относятся бортовые навигационные системы, взаимодействующие с наземными станциями, маяками и другими средствами. Такими координаторами являются радиокомпас, радиодальномерная и разностно-дальномерная системы, курсоглиссадные маяки системы заходр на посадку.
Рассмотрим работу автопилота, обеспечивающего выдерживание центра тяжести на заданной траектории. Как было указано выше, стабилизация курса самолета не решает этой задачи. Так, например, при наличии бокового ветра самолет, стабилизированный по курсу, будет двигаться со сносом, отклоняясь от заданной траектории.
Для стабилизации центра тяжести на заданной траектории в автопилот необходимо вводить сигнал, пропорциональный боковому отклонению от заданной траектории Z. Этот сигнал подается в тот канал автопилота, который обеспечивает управление курсом. Поскольку управление курсом можно более эффективно осуществлять с помощью элеронов, сигнал отклонения центра тяжести от заданной траектории обычно подается в канал элеронов. Добавляя к закону (12.3) сигнал бокового отклонения, получим следующий закон управления элеронами:
8Э = -Kt (Ф - W Н-^(7- 7з) + К>, 4- K^Z. (12.5)
При отклонении центра тяжести от заданной траектории автопилот отклоняет элерон пропорционально отклонению Z, вследствие чего появляется момент крена и самолет накреняется в сторону заданной траектории. По мере увеличения угла крена к автопилоту поступает сигнал Л"’(7 — 73), пропорциональный изменению угла крена и противоположно направленный сигналу бокового отклонения K^Z, что приводит к уменьшению отклонения элеронов. Самолет накреняется до тех пор, пока сигнал отклонения от заданной траектории не уравновесится сигналом крена и элероны не будут возвращены в исходное положение (точка 1 на рис. 12.11). При накренении самолета появляется горизонтальная составляющая подъемной силы, искривляющая траекторию движения самолета в сторону заданной линии полета. В процессе разворота и приближения самолета к заданной траектории сигнал бокового отклонения будет уменьшаться, а сигнал угла рыскания увеличиваться. Это приводит к отклонению элеронов в противоположную сторону, и угол крена начинает уменьшаться.
С течением времени угол крена становится равным нулю (точка 2 иа 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 исходным значениям (см. изменение параметров движения на рис. 12.11).
Из физического рассмотрения работы такого автопилота следует, что демпфирование движения центра тяжести самолета обеспечивается введением коррекции по углу рыскания в закон отклонения элеронов. Отсутствие сигнала по углу рыскания привело бы к тому, что в течение всего времени приближения самолета к заданной траектории угол крена не изменял бы знака. В результате
самолет, имея большой угол рысканйя, пересек бы заданную траекторию и процесс стабилизации был бы колебательным (штриховая линия на рис. 12.11).
Рис. 12.11. Траектория и изменение параметров движения самолета в процессе возникшего бокового отклонения при работе автопилота в режиме стабилизации
КОМПЛЕКСНЫЕ СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ " СОВРЕМЕННЫХ САМОЛЕТОВ .
Непрерывное расширение функций, выполняемых автоматическими. устройствами, сопровождается увеличением автоматического оборудования, устанавливаемого на современном самолете. Отсутствие единой идеи в проектировании систем автоматического управления не позволяет обеспечить необходимую надежность таких систем управления и сопровождается установкой неоправданно большого количества различного рода датчиков, преобразователей, вычислителей, исполнительных устройств и других элементов автоматического оборудования. Поэтому возникла насущная необходимость объединения всех бортовых автоматических^ устройств в единую систему автоматического управления
Совокупность бортовых автоматических устройств со сложными наземными радиотехническими устройствами образует комплексную систему автоматического управления. Такие системы предназначены для расширения задач, выполняемых самолетом, повышения эффективности его действия, обеспечения безопасности полета и максимального облегчения работы летчика. Для каждого типа самолета разрабатывается САУ со своим целевым назначением. Так, например, на ряде современных самолетов пило- 296
тажно-навигационные и прицельные системы, объединенные в единый комплекс, образуют пилотажно-навигационный комплекс (ПНК). Однако в САУ различных типов самолетов имеется много общего.
На рис. 12.12 показана одна из возможных (упрощенных) функциональных схем комплексной системы автоматического управления. Такая система управления позволяет осуществлять неавтоматическое (ручное), автоматическое и полуавтоматическое (директорное) управление.
Неавтоматическое управление осуществляется летчиком, воздействующим на рычаги управления с помощью гидроусилителя. Для обеспечения обратной связи по усилиям к проводке управления подключены загрузочные механизмы (ЗМ) с механизмами триммерного эффекта (МТ). В продольный канал рассматриваемой системы включен автомат регулирования управления (АРУ).
Автоматическое управление в соответствии со схемой, показанной на рис. 12.12, осуществляется с помощью двух исполнительных устройств: рулевых агрегатов управления (РАУ) и механизмов триммерного эффекта (МТ), на которые подаются управляющие сигналы, вырабатываемые вычислителем (В).
Рулевые агрегаты управления (РАУ), представляющие собой управляемые раздвижные тяги, включены в проводку между рычагами управления и гидроусилителем. Они могут работать как в автоматическом, так и в неавтоматическом режимах полета. В последнем случае они предназначены для улучшения динамических свойств самолета, обеспечивая с помощью автоматов устойчивости 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 «доверяется» сравнительно 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 параметров движения, вызванном отказом РАУ, летчик имеет возможность своевременно вмешаться в управление и устранить последствия этого отказа. Кроме того, при отказе РАУ, сопровождающемся уводом его штока в крайнее положение, остается достаточный запас отклонения руля для безопасного завершения полета.
Механизмы триммерного эффекта (МТ), включенные параллельно в проводку управления, при сравнительно небольшом быстродействии (2—47с) позволяют использовать практически весь диапазон отклонения рулевых поверхностей. Такие механизмы в автоматическом режиме управления могут быть включены в работу только при снятии усилий с рычагов управления. Поэтому если при работе САУ в арТРматическом режиме летчик приклады- рарт некоторое усилие к рычагам управления, то МТ автоматиче-
Рис. 12.12. Функциональная схема комплексной системы автоматического управления
ски отключаются, РАУ начинают* выполнять функции автоматов демпфирования, а в некоторых случаях и автоматов устойчивости. С этой целью на ручке и педалях или в проводке управления устанавливаются специальные концевики, которые срабатывают при приложении усилий к рычагам управления более 1—2 кгс.
Такая система управления позволяет обеспечить совмещенное управление самолетом. При отсутствии усилий на ручке управления работает САУ. Если же требуется изменить угловое или пространственное положение самолета, то летчик, как и при ручном управлении, прикладывает усилия к рычагам управления, отключает автоматическое управление и осуществляет потребное отклонение рулей. Когда желаемое угловое положение самолета будет создано, летчик ослабляет усилие на рычагах управления и САУ снова подключается, стабилизируя новые, заданные летчиком параметры движения.
В вычислитель (В) поступают сигналы от датчиков параметров движения и положения самолета (ДДПС), а также в зависимости от назначения самолета сигналы от системы ближней навигации и посадки (СНП), автономной системы дальней навигации (АСДН), системы поиска наземной цели (СПНЦ), системы огибания рельефа местности («Рельеф»), систем дальнего (СДН) и ближнего (СБН) наведения, системы вооружения (СВ) и других систем. На рис. 12.12 для простоты показаны только системы наведения (СН) и системы навигации и посадки (СНП).
Вычислитель в соответствии с заданным режимом работы САУ вырабатывает управляющие сигналы, которые подаются на исполнительные устройства. Между вычислителем и исполнительными устройствами устанавливается система обеспечения безопасности (СОВ), которая пропускает на исполнительные устройства только такие по величине сигналы, которые не могут вывести самолет за существующие ограничения. При неавтоматическом (ручном) управлении системы обеспечения безопасности могут также формировать управляющие сигналы для предупреждения и предотвращения выхода самолета на критические режимы и попадания в аварийные ситуации.
Современные САУ создают большие возможности по расширению задач, выполняемых самолетом, позволяют надежно и с большой точностью выполнять режимы, задаваемые летчиком. Однако было бы неправильно полагать, что при использовании САУ функции летчика сводятся только к выбору режима полета работы САУ и контролю за ее работой. Летчик, отвечая за выполнение задания и успешное завершение полета, является своего рода резервом системы автоматического управления и должен быть всегда готовым к взятию управления на себя. Однако его возможности резервирования САУ при разрушении привычного стереотипа по ручному управлению существенно снижаются. «Отчужденность» летчика от управления понижает его бдительность,
Готовность к Неожиданному взятию управления иа себя. С этой точки зрения представляет большой интерес полуавтоматическое (директорное).управление, при котором летчик более активно участвует в управлении самолетом.
ДИРЕКТОРНОЕ УПРАВЛЕНИЕ. ОСОБЕННОСТИПИЛОТИРОВАНИЯ ПО КПП
При директорном (полуавтоматическом) управлении часть функций выполняет САУ, часть функций — летчик. Обобщение показаний пилотажно-навиг-ационных приборов' и сложные математико-логические операции выполняет вычислитель системы автоматического управления, который выдает командные сигналы не в автопилот, а на стрелки директорного (командного) прибора, в соответствии с которым летчик отклоняет органы управления.
Смысл директорного управления заключается в том, что летчику выдаются сигналы управления, а не сигналы отклонения от заданной траектории или каких-то заданных параметров. При исполнении летчиком команд, выдаваемых директорным прибором (командно-пилотажным прибором — КПП), самолет движется по оптимальной траектории, не превышая допустимых углов крена и перегрузки. В случае отклонения от заданной траектории стрелки КПП показывают летчику, как отклонить органы управления. -
Практика показывает, что для выполнения горизонтального маневра удобна команда на изменение угла крена, а для вертикального маневра — на изменение угла тангажа (или перегрузки). В соответствии с этим командно-пилотажный прибор, общий вид которого показан на рис. 12.13, имеет в центре за силуэтом самолета две командные стрелки: вертикальную 1, предназначенную для управления креном, и горизонтальную 2— для управления танга- жом. Вертикальная -стрелка накреняется влево-вправо относительно нижней точки крепления, а горизонтальная перемещается относительно шкалы угла тангажа вверх-вниз.
Поскольку изменение углов крена и тангажа следует за отклонением элеронов и стабилизатора с малым запаздыванием стрелки КПП очень подвижны, почти, мгновенно реагируют на отклонение рулей. Если летчик не понимает сущности управления по КПП, он иногда воспринимает большое отклонение командной стрелки как значительное отклонение самолета от заданной траектории и соответственно этому перекладывает рули, стремясь скорее выйти на заданную траекторию. Стрелки КПП при этом быстро переходят в другую сторону, что свидетельствует о чрезмерно большом отклонении рулей. При таком управлении летчик может раскачать самолет. Для правильного пилотирования по КПП следует плавно, не спеша, совместить стрелки примерно с центром прибора 3, помня, что их большое расхождение еще не означает большого от- 300
клойения самолета от заданной линий пути. Если стрелки йе удается «загнать» в центр даже при большом отклонении рулей, следовательно, отклонение самолета от заданной траектории чрезмерно велико. Это может быть в том случае, например, если самолет оказался в стороне от створа ВПП на слишком малом удалении от аэродрома и летчик пытается выйти на посадочный курс по директорным стрелкам КПП.
Рис. 12.13. Командно-пилотажный прибор
Вообще следует помнить, что при директорией управлении небольшое кратковременное отклонение стрелки от центра не означает большого отклонения от заданной траектории, как это имеет место в обычных системах (например, в «нуль-индикаторах» или планках положения), где ошибка при отклонении стрелки будет все время увеличиваться.
При пилотировании по КПП необходимо периодически контролировать правильность движения самолета по планкам положения самолета на этом приборе. С этой целью в середине прибора размещается авиагоризонт (силуэт самолета 8, шкалы углов крена 9 и тангажа 10), показывающий положение естественного горизонта. В левой части прибора расположена вертикальная шкала с планкой 5, которая показывает положение самолета относительно заданной высоты полета, а при заходе на посадку — относительно глиссады снижения. В верхней части прибора размещена горизонтальная шкала с планкой 4, показывающая летчику положение самолета относительно равносигнальной зоны курсового маяка при заходе на посадку. Однако руководствоваться следует только директорньши стрелками, пока чрезмерное их расхождение
С планками положения или специальная сигнализация Не подтвердит неправильную работу директорией системы.
В режиме автоматического управления управляющие сигналы из вычислителя подаются не только на автопилот, но и на КПП. Это позволяет летчику по положению командных стрелок КПП контролировать правильность работы автопилота, а также в случае необходимости быстро переходить от автоматического управления к директорному.
ГЛАВА 13
. УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ ПРИ НЕКОТОРЫХ ОТКАЗАХАВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ
ОСОБЕННОСТИ УПРАВЛЕНИЯ ПРИ ОТКАЗАХ АРУ
Автоматы регулирования управления (АРУ), как это было показано в главе 11, предназначены для обеспечения требуемых законов изменения градиентов х"у и Р”у , являющихся важнейшими характеристиками продольной управляемости самолета. При отказе АРУ прекращается регулирование жесткости загрузочного механизма Св и передаточного числа Кв, вследствие чего в соответствии с выражениями (5.4) и (5.5)
—-*
градиенты перемещения ручки и усилия на ней, необходимые для изменения перегрузки на единицу, будут изменяться пропорционально градиенту ф"у —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 ^"у в зависимости от скоростного напора для двух высот полета. При постоянных значениях коэффициентов Св и Кв по такому же закону будут изменяться и градиенты х^у и Р”у . Это существенно усложняет 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 экспериментальным данным на маневренных самолетах, видно, что наименьшую ошибку летчик допускает при градиенте Р^у=—2 кгс, т. е. 2 кгс на единицу перегрузки. Как увеличение, так и особенно уменьшение градиента Р”у сопровождаются ростом относи-
Рис. 13.2. Зависимость относительной ошибки, допускаемой летчиком, от градиента усилий по перегрузкеРис. 13.2. Зависимость относительной ошибки, допускаемой летчиком, от градиента усилий по перегрузке
Рис. 13.2. Зависимость относительной ошибки, допускаемой летчиком, от градиента усилий по перегрузке
Рис. 13.2. Зависимость относительной ошибки, допускаемой летчиком, от градиента усилий по перегрузке
тельной ошибки. При очень малых градиентах летчик не может соразмерно дозировать усилия при управлении, поэтому возможна раскачка самолета.
Рис. 13.1. Характер изменения ч>”у от скоростного напора для высот О—5 и 10 км и примерный закон регулирования Кв по q
Для того чтобы приблизить диапазон изменения градиентов х"х и Р"у к оптимальному (рис. 13.2), автоматы регулирования
управления обеспечивают определенный закон изменения коэффициентов Св и Кв. При выборе закона изменения коэффициентов Св и Кв определяющим является закон изменения потребного отклонения стабилизатора для изменения перегрузки на единицу фпу. Эта величина [формула (5.4)] зависит от аэродинамических 304
свойств самолета и не может изменяться при регулировании параметров системы управления. '
Пусть на самолете установлен АРУ, схема которого приведена на рис. 11.7. Изменяя плечо АБ, автомат меняет жесткость загрузки ручки Св. Одновременно изменяется и плечо АХБ и соответственно коэффициент передачи от ручки управления к стабилизатору Кв. Законы регулирования коэффициентов Св и Кв выбираются таким образом, чтобы X*S и Р"у изменялись лишь в допустимых пределах. На рис. 13.1 штрихпунктирной линией показан примерный закон регулирования Кв по скоростному напору, обеспечивающий минимальное изменение величиныХ"у при увеличении высоты от нуля до 10 км. При малых скоростях полета, когда значения <р”у, а следовательно, и Х% без автомата АРУ еще достаточно велики, целесообразно иметь максимальное значение Кв (участок а—б), т. е. большое плечо А[6 (рис. 11.7). Увеличение скорости на малых высотах, приводя к уменьшению потребного отклонения стабилизатора для увеличения перегрузки на единицу ^т, вызывает необходимость уменьшения плеча А16 (Ав). И наконец, при скоростном напоре, соответствующем началу развития волнового кризиса (Мкр), когда увеличивается коэффициент устойчивости ап и уменьшается коэффициент эффективности стабилизатора mJ, ф"у начинает увеличиваться. В этом диапазоне скоростей'дальнейшее уменьшение плеча А15 нецелесообразно и управление осуществляется на малом плече АРУ (участок г—5).
По мере роста высоты увеличивается минимальное значение плеча АХБ, а скоростной напор, соответствующий прекращению уменьшения плеча, уменьшается потому, что тем же скоростным напорам соответствуют большие числа М (рис. 13.1, точки виг). Начиная с некоторой высоты (в нашем примере 10 км) полет на всех скоростях осуществляется на большом плече, так как на этих высотах потребные отклонения стабилизатора . для увеличения перегрузки на единицу велики (рис. 13.1). На малых высотах (в данном примере /7 = 0-т-5 км) можно применять один закон изменения Кв по скоростному напору.
Для полного использования маневренных .свойств самолета на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях на малых высотах целесообразно при М>Мкр снова увеличивать плечо АРУ. В приведенном примере это не осуществлено.
В соответствии с законом регулирования Кв все эксплуатационные 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 стабилизатора, большее, чем при полете во всех других областях. Минимальное отклонение стабилизатора при перемещении ручки управления будет наблюдаться в области В—полет на малом плече. В
областях Б и Г плечо может иметь различные промежуточные значения.
Поскольку в рассматриваемой схеме АРУ плечи АуБ и АБ (рис. 11.7) изменяются одновременно, при уменьшении плеча А15 к стабилизатору на столько же увеличивается плечо АБ к пружинному загружателю. Таким образом, характеристика управляемости—усилие на единицу перегрузки Р>—регулируется сразу двумя параметрами: Ав и Св.
ммИсходя из сказанного, можно прийти к выводу, что коэффициенты Ав и Св, установленные автоматикой АРУ для одной из областей, являются неприемлемыми в других областях.
м
м
Рис. 13.3. Области полета,соответствующие различно-му характеру изменения Квпри выбранном законе регу-лирования (рис. 13.1)Рис. 13.3. Области полета,соответствующие различно-му характеру изменения Квпри выбранном законе регу-лирования (рис. 13.1)Поэтому при заедании штока исполнительного механизма АРУ (раздвижной тяги) появляются особенности в управлении самолетом, которые зависят от того, на каком плече (малом или большом) зафиксирован механизм. Эти осо
Рис. 13.3. Области полета,соответствующие различно-му характеру изменения Квпри выбранном законе регу-лирования (рис. 13.1)
Рис. 13.3. Области полета,соответствующие различно-му характеру изменения Квпри выбранном законе регу-лирования (рис. 13.1)
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 н изменение высоты будут влиять на управляемость. Уменьшение скорости приведет к затяжелению управляемости , а увеличение — к облегчению.
Только при отказе в области А (большое плечо АРУ) возможен полет без перехода в. другие области вплоть 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 непроизвольной раскачки самолета. Это особенно опасно, если отказ своевременно не был обнаружен летчиком. Раскачка вызывается уменьшением А^' и Р"у и происходит из-за того, что, ощутив повышенную 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 реакции, свойств самолета и системы управления делает это со сдвигом 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
Кйчку отклонением ручки ни в коем случае не следует. Прй появлении первых признаков раскачки самолета летчик должен немедленно прекратить борьбу с колебаниями и зафиксировать ручку в положении, близком к нейтральному. После прекращения колебаний необходимо уменьшить скорость полета. С этой целью надо плавно уменьшить обороты двигателя и при необходимости очень плавным отклонением ручки перевести самолет в набор 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 раскачку.
При отказе АРУ в области В или вблизи нее шток зафиксируется на малом плече или в положении, близком к нему. В этом случае по мере уменьшения скорости полета управление самолетом 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 выполнять посадку обычным способом.
Когда перевод плеча АРУ вручную конструктивно не предусмотрен или вследствие отказа невозможен, период пилотирования 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. Вследствие того что диапазон отклонения стабилизатора на малом плече АРУ ограничен, может оказаться невозможным вывести самолет на нормальный посадочный угол тангажа перед приземлением, 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 увеличением длины пробега.
При нарушении герметизации шлангов системы подвода давления к управляющему блоку автоматики АРУ возможно неожиданное изменение плеча исполнительного механизма, сопровождающееся изменением перегрузки. Своевременно парировав возникший момент, летчик может удержать самолет и затем пилотировать 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 большой высоте полета.
Чтобы своевременно обнаружить неисйравность автоматики АРУ и предотвратить нежелательные последствия, летчик должен периодически контролировать работу автомата по соответствующему индикатору. Это особенно важно при разгоне самолета на малых и средних высотах.
ПОВЕДЕНИЕ САМОЛЕТА И УПРАВЛЕНИЕ ИМ ПРИ ОТКАЗЕАВТОМАТА ДЕМПФИРОВАНИЯ
Особенности компоновки современных самолетов, а также широкий диапазон изменения режимов полета привели к необходимости 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 колебания самолета так называемого короткого периода, которые летчик иногда не в состоянии погасить с помощью органов управления. В этом случае на помощь ему приходит демпфер. Суть работы демпфера была рассмотрена в главе 11.
Как и всякое автоматическое устройство, демпферы могут отказывать в работе. Характерными являются отказы, приводящие к колебаниям руля либо к его одностороннему отклонению. Механизмы демпферов при полном ходе перемещают рулевые поверхности сравнительно на небольшую величину (не более 5°), поэтому при их отказе управление самолетом сохраняется. Однако При отказе демпфера тангажа, приводящем к уводу руля, неожиданно создаемся момент, приводящий к непроизвольному изменению перегрузки. 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, близкими 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 соответствующего руля на данном режиме полета.
Так, например, реакция самолета на отказ демпфера тангажа наиболее сильна на режимах, где требуются наименьшие отклонения стабилизатора для создания единицы перегрузки. Поскольку
к таким режимам, очевидно, относится полет на большой дозвуковой скорости и на малой высоте, когда коэффициент подъемной силы, потребный для горизонтального полета, уже достаточно мал, а коэффициент ап еще не успел увеличиться вследствие смещения фокуса самолета назад. Следует отметить, что на возникающее 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 при неправильных действиях.
Если самолет на данном режиме имеет ■ недостаточный запас устойчивости и недостаточное аэродинамическое демпфирование, то стремление вернуть самолет к исходному режиму может сопровождаться его колебаниями, а в некоторых случаях появляется возможность раскачки. Из-за остановки штока в крайнем положении меняется балансировочное положение ручки или педалей, поэтому для выдерживания режима летчику приходится прикладывать усилия.
При снятии усилий механизмом триммерного эффекта и при последующем выключении демпфера снова могут появиться усилия, но уже обратного направления, так как обычно при выключении шток демпфера возвращается в нейтральное положение.
Таким образом, при отказе демпфера летчик после парирования рывка должен распознать отказ, выключить демпфер, снят,ь усилия с органов управления, уйти с режима пониженной устойчивости и при дальнейшем пилотировании учитывать отсутствие демпфера.
На рис. 13.4 изображены изменение угла крена у и отклонения ручки и элеронов хэ, 83 при одностороннем уводе раздвижной тяги лрАУ отказавшим демпфером крена, полученные в летном эксперименте, 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°. Летчик своевременно парировал вращение самолета отклонением ручки х3 и устранил крен. Однако затем он ослабил усилия на ручке и триммирующий механизм перевел ее в нейтральное положение. Это снова привело к кренению самолета, поскольку положение ручки, соответствующее нейтральному положению элеронов, изменилось. Летчик снова отклонил ручку, парируя кренение, и лишь через 7—8 с после отказа установил ее в новое балансировочное положение, отличающееся от нейтрального примерно на 65 мм. ■
Иногда допускается и иная ошибка. Правильно восстановив исходный режим полета, летчик снимает триммером возникшие вследствие перебалансировки усилия с органа управления и лишь затем выключает отказавший демпфер. В этом случае раздвижная тяга демпфера становится в нейтральное положение и отклонение рулей резко изменяется на величину, соответствующую половине хода тяпи демпфера, вследствие чего самолет снова получит импульс на вращение.
Другой вид отказа демпфера может вызвать колебания соответствующего руля. Такое явление возникает при обрыве обрат-
отказавшим демпфером крена
Рис. 13.5. Изменение угловой скорости самолета и отклонения соответствующего руля при обрыве цепи обратной связи демпфера
ной связи. При исправной работе демпфера в случае воздействия какого-либо возмущения изменения угловой скорости и отклонения соответствующего руля будут происходить так, как показано на рис. 13.5 сплошными линиями. Нормально работающая цепь обратной связи обусловливает пропорциональность между величиной угловой скорости и отклонением руля. При обрыве обратной связи нарушается эта пропорциональность: руль будет отклонять-
Рис. 13.6. Пример изменения угла крена у, отклонений элерона 8Э и раздвижной тяги -трАУ 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, пока угловая скорость в процессе колебаний не станет равной нулю.
При перемене знака угловой скорости в процессе колебаний произойдет резкая перекладка руля в пределах хода демпфера в противоположную сторону (штриховая линия на рис. 13.5). Вследствие этого увеличивается частота колебаний и ухудшается затухание колебаний, а при близости собственных частот колебаний
самолета и демпфера могут возникнуть незатухающие 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 возникших колебаний велика и составляет примерно 1 Гц. Такие колебания летчик парировать не может, поскольку они превышают частоту 0,5 Гц (т. е. одно колебание в 2 с), являющуюся практически предельной по его физиологическим возможностям.
Обрыв цепи обратной связи демпфера рыскания может оказаться опасным на современных самолетах со стреловидными и треугольными крыльями, у которых характеристика боковой устойчивости х может достигать больших значений. В этом случае рысканиям с амплитудой по углу скольжения 2—3° могут сопутствовать 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 демпфера в результате ошибочных действий летчика, связанных с резким отклонением ручки. Так, например, если при отклонении стабилизатора летчик приложит чрезмерно большое усилие к ручке управления и отклонит ее с большой скоростью, быстродействие гидроусилителя в некоторых случаях может оказаться недостаточным. Он не успеет отработать управляющий сигнал и произойдет «утыкание» золотника в гидроусилителе. При этом продольная нагрузка на демпфер тангажа может оказаться достаточно большой, что приведет к «защемлению» раздвижной тяги демпфера. 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 управления. 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 запаздывания реакции летчика, последующая раскачка самолета по тангажу.
Как было указано выше, отказы демпферов колебаний опасны при полете на малой высоте с большой дозвуковой скоростью вследствие большой эффективности рулей на этих режимах. Кроме того, положение усугубляется близостью земли. .
ПОВЕДЕНИЕ САМОЛЕТА ПРИ ОТКАЗЕ ГИДРОУСИЛИТЕЛЯ
Все современные маневренные самолеты имеют управляемый стабилизатор. При проходе скорости звука вследствие смещения назад центра давления на управляемом стабилизаторе изменяется 313
знак шарнирного момента. Кроме того, величина шарнирного момента меняется в широких пределах и достигает больших величин. Эти факторы вынудили конструкторов отказаться от обратимой 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 дублирования как отдельных агрегатов, так и целых систем. В последнем случае могут быть двойные и тройные гидросистемы, двухкамерные гидроусилители и т. д.
Поведение самолета при отказе управления в значительной степени обусловлено режимом полета и балансировкой.
' Наиболее неблагоприятные условия создаются при отказах, сопровождающихся уводом руля или заклиниванием системы управления. В этих случаях самолет приобретает угловое вращение в соответствии с отклонением рулевой поверхности либо с положением ее в момент заклинивания.
В некоторых конструкциях золотников возможно появление негерметичности 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, вызванное попаданием мелких твердых частиц в гидросмесь. Такое заедание, как правило, может ^ыть ликвидировано летчиком приложением усилий к управлению и может быть им даже не замечено. Однако при полете на самолете с двойным управлением, когда на борту находятся два летчика, увод руля и отклонение самолета вследствие временного заедания золотника могут восприниматься каждым из летчиков как преднамеренное действие другого. В этом случае запоздалое вмешательство в управление может привести к недопустимым превышениям перегрузки. Заедание золотника в продольном канале управления в подобном случае может восприниматься летчиками как «подхват».
За отказ в системе продольного управления может иногда приниматься так называемое «утыкание» ручки, или, как иногда говорят, «стенка». Это возможно при перемещении ручки управления с большой скоростью. Мощность гидроусилителя в этом случае может оказаться недостаточной для обеспечения соответствующей скорости перекладки руля. Ручка как бы «утыкается» в препятствие.
На некоторых самолетах встречается такой недостаток, как нехватка мощности гидроусилителя для преодоления шарнирного момента стабилизатора. Наиболее неблагоприятный режим с этой точки 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
тормозов. При отказе одной из гидросистем мощность гидроусилителя уменьшается и возможно возникновение этого явления. Летчик, стремясь при разгоне или при выпуске воздушных тормозов удержать самолет «по горизонту», вдруг ощущает упор — ручка дальше не идет, а самолет начинает набирать высоту. Это происходит из-за превышения шарнирным моментом располагаемой мощности гидроусилителя. При уменьшении скорости упор исчезает. Это явление представляет особую опасность на самолетах, где применяется дифференциальное отклонение стабилизатора для поперечного управления. Ввиду неполной симметричности шарнирных моментов левой и правой половин 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.
ПОВЕДЕНИЕ САМОЛЕТА И УПРАВЛЕНИЕ ИМ ПРИ ОТКАЗЕ МЕХАНИЗМА ТРИММИРОВАНИЯ .
Для снятия усилий с ручки управления на установившихся режимах полета применяются специальные механизмы триммирова- ния. Фактически механизм триммирования перемещает «нуль» пружины, 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 гашеткой. Если в систему по какой-либо причине поступит электрический 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 усилия.
Рассмотрим два предельных случая — увод механизма в крайние положения «на себя» и «от себя».
При отказе, приводящем к уводу механизма триммерного эффекта в положение полностью «на себя», летчику для балансировки самолета и выдерживания нужного режима приходится все время прикладывать давящие усилия. При уменьшении скорости эти усилия будут уменьшаться, так как балансировочное положение ручки в этом случае на устойчивом по скорости самолете переместится в положение «на себя».
На большинстве самолетов выпуск закрылков приводит к появлению пикирующего момента, требующего отклонения ручки на себя, вследствие чего давящие усилия еще уменьшатся. При заходе на посадку, по мере уменьшения скорости, на выравнивании и выдерживании надо все больше отклонять ручку управления 314
Рис. 13.7. Изменение положения скачков уплотнения при отклонении элерона:Рис. 13.7. Изменение положения скачков уплотнения при отклонении элерона:а — элерон в нейтральном положении; б — элерон отклонена — элерон в нейтральном положении; б — элерон отклонен
Рис. 13.7. Изменение положения скачков уплотнения при отклонении элерона:
Рис. 13.7. Изменение положения скачков уплотнения при отклонении элерона:
а — элерон в нейтральном положении; б — элерон отклонен
а — элерон в нейтральном положении; б — элерон отклонен
на себя, следовательно, давящие усилия будут уменьшаться и способствовать 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 скорости, а на некоторых самолетах придется садиться с убранными закрылками, если они вызывают значительный пикирующий момент.
ПОВЕДЕНИЕ САМОЛЕТА И УПРАВЛЕНИЕ ИМ ПРИ ОТКАЗЕДЕМПФЕРОВ СУХОГО ТРЕНИЯ
При полете на трансзвуковой скорости может неожиданно возникнуть тряска самолета. Причиной ее появления может быть отказ демпферов сухого трения. Возбудителем тряски самолета в этом случае являются колебания стабилизатора, элеронов или руля направления.
Физическую сущность этого явления рассмотрим на примере колебания элеронов.
При трансзвуковой скорости полета на верхней и нижней поверхностях крыла скачки уплотнения расположены примерно так, как показано на рис. 13.7, а. Отклонение элерона вниз приводит к дальнейшему ускорению потока на верхней поверхности и к усилению верхнего скачка уплотнения.
Мощный скачок уплотнения вызывает отрыв пограничного слоя позади элерона и соответствующее изменение давления в области его верхней поверхности (рис. 13.7, б). В результате появляется шарнирный момент, направленный на восстановление положения руля. Аналогично на руль, отклоненный вверх, действует шарнирный момент, отклоняющий руль вниз и возникающий в результате низкого давления, обусловленного интенсивным нижним скачком уплотнения. Передача возмущений потока при отклонении 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,
когда элерон переходит через нейтральное положение, восстанавливающий момент продолжает действовать в направлении вращения элерона. Возникновению колебаний в рассматриваемом случае способствует упругость проводки управления между гидроусилителем и рулем. ' '
Таким образом, колебания могут усиливаться вследствие притока энергии из потока, что может привести к колебаниям с возрастающей амплитудой.
Колебания рулевой поверхности передаются на конструкцию самолета. В результате возникает тряска самолета. Частота колебаний зависит от жесткости конструкции.
Начало такой тряски связано с подходом скачков уплотнения к передней кромке рулевой поверхности, а положение скачка практически однозначно связано с числом М полета. В связи с этим рулевая тряска на самолете может возникать на строго определенном числе М полета. Теоретически, если летчик не уберет РУД, а будет продолжать увеличивать скорость, тряска должна прекратиться при некотором числе М, соответствующем положению скачка у задней кромки руля. Однако продолжительная и усиливающаяся тряска может привести к разрушению конструкции. При попадании в такую тряску необходимо как можно быстрее уменьшить скорость полета. Колебания руля направления обычно возникают 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, интенсивность 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 вблизи крепления руля, создают дополнительное трение в этой части управления и поглощают энергию потока, чем предотвращают колебания руля.
В процессе эксплуатации возможно уменьшение силы трения демпферов. В этом случае интенсивность тряски будет тем больше, чем сильнее ослаблено трение демпферов.
РАЗДЕЛ III
ПОВЕДЕНИЕ САМОЛЕТА НА РАЗЛИЧНЫХ ЭТАПАХ ПОЛЕТАИ 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
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 iV, продольная (тангенциальная) F и боковая ZK и их моменты относительно центра тяжести (рцс. 14.1). Самолет не имеет свободы вращения относи-
тельно продольной оси и перемещения вдоль оси Оу\, а при разбеге на трех точках или на велосипедном шасси также и свободы вращения относительно оси Oz\.
В первой половине разбега аэродинамические силы сравнительно малы и рули неэффективны. Движение в процессе разбега и пробега неустановившееся.
Все перечисленные особенности движения самолета по земле накладывают существенный отпечаток на его устойчивость и управляемость, требуют принятия специальных конструктивных мер для их обеспечения и повышенного внимания летчика, чтобы учитывать указанные особенности при управлении самолетом.
Взлет современных самолетов состоит из двух основных этапов: разбега и разгона после отрыва от земли. Взлету всегда предшествует руление.
Руление
Искривление траектории (разворот) самолета в процессе руления происходит под действием боковых сил трения колес ZK, которые возникают при повороте самолета вокруг вертикальной оси на угол скольжения 0 (рис. 14.1).
Управление поворотом самолета относительно центра тяжести при рулении осуществляется, как известно, с помощью переднего колеса или асимметричного торможения главных колес. Асимметричная 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 использования для предотвращения перегрева и повышенного износа. Для этого необходима точная дозировка тормозного момента короткими импульсами торможения, чтобы не допустить колебательных движений самолета по курсу. ■
При рулении по скользкой поверхности (мокрый бетон, гололед) следует проявлять особую осторожность, так как начавшееся вращение самолета трудно- парировать ввиду малых боковых сил трения и создаваемых ими боковых моментов.
Руление на повышенных скоростях допустимо только по прямой и вдали от препятствий, так как развороты в этом случае возможны только с большим радиусом.
Разбег ■
Чтобы с момента начала движения ускорение было наибольшим, перед началом разбега, как правило, колеса полностью затормаживаются и двигатели выводятся на максимальный или форсажный режим, после чего тормоза отпускаются.
До скорости 100—НО км/ч самолет практически не реагирует на отклонение руля направления. Поэтому в начале разбега на-
правление следует выдерживать управляемым передним колесом, а при его отсутствии — асимметричным торможением главных колес. Последнего по возможности следует избегать, так как оно увеличивает длину разбега и может вызвать колебания рыскания. При дальнейшем увеличении скорости руль направления становится эффективным. Его потребные отклонения, сначала большие, постепенно уменьшаются.
Путевая устойчивость движения самолета по земле зависит от боковых сил трения главных колес Zr.K, переднего колеса Zn.K, боковой аэродинамической силы Z и моментов этих сил относительно центра тяжести самолета.
На малых скоростях на путевую устойчивость влияют в основном боковые силы трения Zr.K и Zn.K.
Боковые силы трения главных колес расположены позади центра тяжести и потому создают стабилизирующий моментЛ4Уг , стремящийся устранить угол скольжения р. Боковая сила трения переднего колеса создает дестабилизирующий момент VHyn к, стремящийся увеличить угол скольжения. Именно поэтому переднее колесо (неуправляемое) и делается свободно ориентирующимся, чтобы уменьшить силу Zn.K и ее момент Л4уп 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 дестабилизирующим влиянием изменений сил реакции земли при изменении угла атаки. Поясним это с помощью рис. 14.2, на котором изображена схема сил, действующих на самолет при разбеге на главных колесах.
Сила нормальной реакции N вместе с подъемной силой У уравновешивают силу тяжести самолета G (вертикальной составляющей силы тяги P2/ = Psina пока будем пренебрегать):
Y-VN=G.
Отсюда величина силы N определяется как разность сил G
и У:'
N=G-Y.’•
Сила трения F равна произведению коэффициента трения f на величину силы Ni
Р=ЦО-У).(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 kN = —ДУ. Изменение нормальной реакции kN будет направлено вниз и на плече а создастся дополнительный момент от-
ИОсйТеЛьно центра Тяжести kM^kNa, Направленный на кабрирование, который будет способствовать дальнейшему увеличению угла атаки, уменьшая тем самым продольную устойчивость.
Изменение силы трения ^F = fAN = —/ДУ направлено в противоположную по отношению к F сторону и точно так же будет создавать дополнительный дестабилизирующий момент kMz=AFb. Поэтому и в момент подъема переднего колеса, и в первые секунды движения на главных колесах продольная устойчивость самолета понижена. По мере дальнейшего увеличения скорости силы реакции земли N и F быстро уменьшаются и продольная устойчивость улучшается.
Рис. 14.2. Схема сил, действующих на самолет, при увеличении угла атаки на разбеге
Подъем переднего колеса у современных самолетов осуществляется на скоростях 150—300 км/ч. При этом, во-первых, скорость должна быть достаточна для необходимой эффективности стабилизатора, во-вторых, для достижения минимальной длины разбега необходим некоторый оптимальный угол атаки, при котором ускорение разбега максимально.
При увеличении угла атаки лобовое сопротивление возрастает и несколько уменьшается горизонтальная составляющая силы тяги. Но при этом вследствие увеличения подъемной аилы и вертикальной составляющей тяги Psina уменьшается сила реакции земли 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 поднимать переднее колесо только перед самым отрывом, за 30— 40 км/ч до достижения скорости отрыва.
Такой способ разбега прост по выполнению, так как не требует точного выдерживания угла тангажа. Он обеспечивает минимальную 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 точках, переднее колесо поднимается, как только стабилизатор ста- 320
Рис. 14.3. Силы и моменты, действующие на самолет при боковом ветреРис. 14.3. Силы и моменты, действующие на самолет при боковом ветреветра (в данном случаеветра (в данном случае
Рис. 14.3. Силы и моменты, действующие на самолет при боковом ветре
Рис. 14.3. Силы и моменты, действующие на самолет при боковом ветре
ветра (в данном случае
ветра (в данном случае
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, необходимо плавно, но достаточно быстро увеличить угол атаки. Нужно следить, чтобы он не превысил предельного значения.
Разбег с боковым ветром значительно сложнее, чем разбег в безветрие.
Боковой ветер, имеющий скорость IF, создает несимметричное обтекание самолета воздухом, т. е.
я w скольжение на угол р — — (рис. 14.3). Вследствие скольжения возникает кренящий момент Мх. , особенно большой у самолетов со стреловидным или треугольным крылом на больших углах атаки. Этот момент уравновешивается дополнительными реакциями главных колес kNn и kNu, которые на плече с создают противодействующий момент. Вследствие изменений сил нормальных реакций ДУЛ и &Nn изменяются и силы трения на величину Д^д и Д^п, направленные в противоположные стороны и создающие момент Му , разворачивающий самолет по ветру (в данном случае влево).
Вместе с тем боковая аэродинамическая сила Z, возникающая вследствие скольжения и приложенная позади центра тяжести самолета, создает аэродинамический путевой момент М , стремящийся развернуть нос самолета против вправо).
Какой из этих двух моментов будет больше, зависит от конкретной компоновки самолета. У самолетов с большой поперечной устойчивостью (со стреловидным или треугольным крылом, с верхним расположением крыла) и относительно малой эффективностью вертикального оперения превалирующим будет момент А1Ук. Такой самолет при разбеге будет проявлять тенденцию к развороту по ветру (пример — самолет МиГ-21). У самолетов, обладающих малой поперечной устойчивостью (с прямым крылом, нижним
расположением крыла) и относительно большой эффективностью вертикального оперения, превалирующим оказывается момент Л4
При разбеге такой самолет будет проявлять тенденцию к развороту против ветра.
Для борьбы с моментом МУк необходимо прежде всего устра
нить его причину, т. е. отклонением ручки управления против ветра создать поперечный момент, уравновешивающий момент крена
от скольжения М„ .от скольжения М„ .При этом тенденция самолета к развороту по
от скольжения М„ .
от скольжения М„ .
Л4Л4прежде всего необходимо отклопрежде всего необходимо откловетру прекратится.
Л4
Л4
прежде всего необходимо откло
прежде всего необходимо откло
Для борьбы с моментом
нить педали по ветру для непосредственного уравновешивания момента Му^ моментом от руля направления.
Практически получается, что у всех самолетов, но в несколько разной степени при взлете с боковым ветром необходимо отклонять ручку управления против ветра. Педали в зависимости от конкретной компоновки самолета отклоняются по ветру или ставятся практически нейтрально.
По мере роста скорости на разбеге эффективность рулей возрастает и их отклонение постепенно уменьшается, достигая к моменту отрыва положения, близкого к нейтральному.
Если 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.
Управление самолетом при отказе двигателя на разбеге
При отказе двигателя на разбеге самолета с одним двигателем летчик должен принять решение на дальнейшие действия: остаться в самолете и использовать все средства торможения или катапультироваться. Очевидно, катапультирование'имеет смысл , лишь тогда, когда катапультное устройство обеспечивает опасение летчика при покидании самолета на разбеге, а скорость достигла минимально 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 остановку 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 режима работы двигателя, веса самолета, длины полосы, температуры и давления можно определить критическую скорость УКр> до которой при прекращении взлета обеспечивается торможение в пределах полосы безопасности (рис 14.4), На ббдьших скоростях, 322
если система катапультирования обеспечивает спасение и если после полосы безопасности имеются препятствия, следует покинуть самолет.
Выполнение взлета на форсажных режимах позволяет иметь большие диста-нции на случай прекращения взлета.
начала торможения
Рис. 14.4. Определение критической скорости разбега самолета с одним двигателем
При асимметричном отказе двигателей на самолете с двумя (и более) двигателями кроме уменьшения ускорения появляется еще и разворачивающий момент в сторону отказавшего двигателя (рис. 6.16).
м^=цр+д^гда.
При высокой тяговооружеиности самолета и большом удалении двигателя от продольной оси самолета асимметричный отказ двигателя особенно опасен. Задача летчика — удержать самолет от разворота и сохранить прямолинейное движение вдоль оси ВПП.
Уравновесить разворачивающий момент можно с помощью несимметричного торможения колес, отклонением переднего управляемого колеса или отклонением руля направления. В некоторых случаях может потребоваться использование всех этих средств управления одновременно. При этом необходимо учитывать, что эффективность руля направления по мере роста скорости увеличивается, а эффективность отклонения переднего колеса уменьшается ввиду уменьшения нормальной реакции/ а следовательно, и силы трения, действующих на переднее колесо. Поэтому иногда может оказаться целесообразным отдать ручку от себя для увеличения 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 скорости: критическую скорость Укр, до которой при прекращении взлета обеспечивается торможение в пределах полосы безопасности, и скорость безопасного продолжения взлета при отказавшем двигателе Убез.
Рис. 14.5. Определение скорости безопасного продолжения взлета при одном отказавшем двигателеРис. 14.5. Определение скорости безопасного продолжения взлета при одном отказавшем двигателе
Рис. 14.5. Определение скорости безопасного продолжения взлета при одном отказавшем двигателе
Рис. 14.5. Определение скорости безопасного продолжения взлета при одном отказавшем двигателе
Рис. 14.6. Неблагоприятный случай соотношения критической и безопасной скоростей полета при разбегеРис. 14.6. Неблагоприятный случай соотношения критической и безопасной скоростей полета при разбеге
Рис. 14.6. Неблагоприятный случай соотношения критической и безопасной скоростей полета при разбеге
Рис. 14.6. Неблагоприятный случай соотношения критической и безопасной скоростей полета при разбеге
Безопасная скорость продолжения взлета оценивается исходя
из достаточности тяговооружен-ности для получения скорости отрыва
вообще, достаточности тя- говооруженности для получения скорости отрыва в пределах данной ВПП, достаточности эффективности рулей для парирования разворачивающих и кренящих моментов от асимметрии тяги.
На рис. 14.5 показан благоприятный случай, когда критическая ско- «ость превышает скорость езопасного продолжения взлета при одном отказавшем двигателе. В диа
пазоне СКОрОСТеЙ ОТ Убез 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 взлета, и большей, чем скорость отрыва самолета.
Так, на самолетах с сильно разнесенными двигателями скорость безопасного продолжения взлета существенно превышает скорость отрыва самолета. До достижения этой скорости после
отрыва эффективности рулей недостаточно для удержания самолета от разворота и кренения.
На рис. 14.6 в зоне от Екр до Ебез 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 катапультированием.,
Разгон после отрыва
В первые секунды после отрыва полет происходит на сравнительно больших углах атаки и малых скоростях, когда поперечная управляемость обычно бывает пониженной. На самолетах со стреловидным или треугольным крылом параметр х, характеризующий соотношение поперечной и путевой устойчивости, на больших 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 уделять 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 прямолинейность 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, возможно заметное проявление взаимосвязи между продольным и боковым движением, которое при неожиданном возникновении может оказаться опасным.
На рис. 6.6 показаны в качестве примера кривые, характеризующие изменение эффективности элеронов по углам атаки. Пусть, например, при взлете с боковым 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° (точка /). 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 вследствие увеличения эффективности элеронов возрос на величину Атж = 0,004 (рис. 6.6). Это приведет к появлению момента крена \Mx=^mx^~Sl. При /==8 м, 5 = 25 м2, р = 0,125, Е = 360 км/ч, 0 125-1 ОО2
АМж=0,004• 25• 8• -—g =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 ветром— сразу после отрыва нельзя допускать энергичных эволюций, связанных с быстрым изменением угла атаки.
Вышеуказанные явления совершенно не наблюдаются при обычном прямолинейном взлете без резких эволюций. Поэтому даже при боковом ветре разгон после отрыва не представляет каких-либо затруднений и считается одним из несложных элементов полета.
ОСОБЕННОСТИ ВЗЛЕТА В РАЗЛИЧНЫХ УСЛОВИЯХ.ВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ ФАКТОРОВ
Рис. 14.7. Взлет самолета с велоси, педным шассиРис. 14.7. Взлет самолета с велоси, педным шассиПри взлете с мягкого, увлажненного или мокрого грунта, а также с заснеженных полос значительно увеличивается сила сопротивления (сила трения F), возникающая при деформации грунта колесами с образованием глубокой колеи, и, следовательно, уменьшается ускорение самолета. Для уменьшения силы трения необходимо 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 (О—У) будет минимальной.
Рис. 14.7. Взлет самолета с велоси, педным шасси
Рис. 14.7. Взлет самолета с велоси, педным шасси
При взлете с переувлажненного грунта в первой половине 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 бетон) требуется точное выдерживание направления в начале разбега из-за уменьшения коэффициента трения.
Взлет самолета с велосипедным шасси имеет ряд существенных особенностей.•
Передняя и задняя опоры велосипедного шасси расположены примерно на одинаковом удалении от центра тяжести (рнс. 14.7). Нагрузка на переднюю опору шасси составляет обычно около 45% веса самолета. Поэтому аэродинамического 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 прн отрыве.
В процессе разбега летчик не может контролировать продольную балансировку 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 небольшое «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 F уменьшается по мере увеличения скорости. Их сумма Q+F изменяется тоже очень мало. Поэтому движение самолета при разбеге приближенно можно
Так как подъемная сила равна силе тяжести самолета в момент отрыва (пока без учета составляющей тяги Р^, тоТак как подъемная сила равна силе тяжести самолета в момент отрыва (пока без учета составляющей тяги Р^, тоРис. 14.8. Силы, действующие на самолет при разбегеРис. 14.8. Силы, действующие на самолет при разбеге(14.4)(14.4)А /-разб/•разбА /-разб/•разб= (21-1-2,3)^.= (21-1-2,3)^.
Так как подъемная сила равна силе тяжести самолета в момент отрыва (пока без учета составляющей тяги Р^, то
Так как подъемная сила равна силе тяжести самолета в момент отрыва (пока без учета составляющей тяги Р^, то
Рис. 14.8. Силы, действующие на самолет при разбеге
Рис. 14.8. Силы, действующие на самолет при разбеге
(14.4)
(14.4)
А /-разб/•разб
А /-разб/•разб
= (21-1-2,3)^.
= (21-1-2,3)^.
считать отрывасчитать отрываравноускоренным. Тогда длина разбега £ра3б в зависимости от скорости Votp определяется по формуле
считать отрыва
считать отрыва
^разб = 2/^ "(14.2)
Рис. 14.9. Изменение сил, действующихна самолет в процессе разбега
Среднее ускорение /ср зависит от сил, направленных по касательной к траектории, и массы самолета, с учетом формулы (14.1):
(Р — Q — F")cpр
/ср = = -%\P-Q-f№-Г)]ср.
Подставляя значение /ср в равенство (14.2), получим формулу, позволяющую проанализировать влияние эксплуатационных факторов на длину разбега:
Лраз6- S[P-Q-/(G - Г)]ср 'zOTpг
Влияние изменений веса на длину разбега можно оценить по формуле (14.4). Для маневренных самолетов с ТРД
Иначе говоря, при увеличении веса на 10% длина разбега увеличивается на на 21—23%.
Влияние изменений силы тяги, лобового сопротивления и трения колес оценивается путем учета изменения суммарной ускоряющей силы, стоящей в квадратной скобке знаменателя формулы (14.4):
Fx = P-Q-j^-YyFx = P-Q-j^-Yy(14.5)(14.5)
Fx = P-Q-j^-Yy
Fx = P-Q-j^-Yy
(14.5)
(14.5)
а именно
А /-разб/•разбА /-разб/•разбАД, 77'АД, 77'
А /-разб/•разб
А /-разб/•разб
АД, 77'
АД, 77'
Влияние каждого слагаемого в отдельности зависит от тяговооруженности, точнее, от того, какой процент составляет каждое слагаемое от всей ускоряющей силы. Так, например, влияние изменений тягн для самолетов с тяговоору- женностью р- = -q =0,94-0,6 оценивается выражением
Д^-разб _ ^■разбД^-разб _ ^■разб-(1,1 -5-1,2)^.-(1,1 -5-1,2)^.(14.6)(14.6)
Д^-разб _ ^■разб
Д^-разб _ ^■разб
-(1,1 -5-1,2)^.
-(1,1 -5-1,2)^.
(14.6)
(14.6)
Изменение температурыИзменение температурыплотность воздуха и тягу двигателя,плотность воздуха и тягу двигателя,наружного воздуха влияет нанаружного воздуха влияет начто приводит к следующему изменению длины разбега:что приводит к следующему изменению длины разбега:
Изменение температуры
Изменение температуры
плотность воздуха и тягу двигателя,
плотность воздуха и тягу двигателя,
наружного воздуха влияет на
наружного воздуха влияет на
что приводит к следующему изменению длины разбега:
что приводит к следующему изменению длины разбега:
Рис. 14.10. Влияние ветра на скорость отрываРис. 14.10. Влияние ветра на скорость отрываВлияние ветраВлияние ветраPf^ = (3,2-r-3,4)^-.*-разб‘Например, уменьшение абсолютной температуры на 30°, т. е. примерно на 10% по отношению к стандартной, вызывает уменьшение длины разбега самолета с тяговооруженностью 0,9—0,6 на 32—34% по сравнению с длиной разбега в стандартных условиях (Г=288°).Pf^ = (3,2-r-3,4)^-.*-разб‘Например, уменьшение абсолютной температуры на 30°, т. е. примерно на 10% по отношению к стандартной, вызывает уменьшение длины разбега самолета с тяговооруженностью 0,9—0,6 на 32—34% по сравнению с длиной разбега в стандартных условиях (Г=288°).на длину разбега можно оценить, пользуясь формулойна длину разбега можно оценить, пользуясь формулойзависимости путевой скорости отрыва от продольной составляющей скоростизависимости путевой скорости отрыва от продольной составляющей скоростиветра:ветра:Wx = W cos е.Wx = W cos е.
Рис. 14.10. Влияние ветра на скорость отрыва
Рис. 14.10. Влияние ветра на скорость отрыва
Влияние ветра
Влияние ветра
Pf^ = (3,2-r-3,4)^-.
*-разб‘
Например, уменьшение абсолютной температуры на 30°, т. е. примерно на 10% по отношению к стандартной, вызывает уменьшение длины разбега самолета с тяговооруженностью 0,9—0,6 на 32—34% по сравнению с длиной разбега в стандартных условиях (Г=288°).
Pf^ = (3,2-r-3,4)^-.
*-разб‘
Например, уменьшение абсолютной температуры на 30°, т. е. примерно на 10% по отношению к стандартной, вызывает уменьшение длины разбега самолета с тяговооруженностью 0,9—0,6 на 32—34% по сравнению с длиной разбега в стандартных условиях (Г=288°).
на длину разбега можно оценить, пользуясь формулой
на длину разбега можно оценить, пользуясь формулой
зависимости путевой скорости отрыва от продольной составляющей скорости
зависимости путевой скорости отрыва от продольной составляющей скорости
ветра:
ветра:
Wx = W cos е.
Wx = W cos е.
где s — 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 = ^отр 4" ^х — ^отр + W cos s-
При встречио-боковом или встречном ветре угол « > 90° и cos s < 0. Путевая скорость отрыва будет меньше воздушной на величину Wx.
В соответствии с формулой (14.2) получим приближенную зависимость
А ^-рааб _ 2 ^-*
^■разб Т'отр
т. е. чем больше продольная составляющая скорости ветра н меньше скорость отрыва, тем большее влияние оказывает ветер на длину разбега.
Более точные расчеты дают результаты, приведенные в табл. 14.1.
Таблица 14.1
Отношение величин
Ветер
встречный
|попутный
—0,15
—0,10
—0,05
0,05
0,10
0,15
^ОТр
^^•раэб ^■разб
—0,28
—0,19
—0,10
0,10
0,21
0,32
Влияние уклона ВПП на длину разбега можно оценить, используя формулу (14.6), считая, что продольная составляющая силы тяжести 0 sin 6 328 ' ’
увеличивает или уменьшает силу тяги. При этом можно считать, что sin 0 = 6 в радианах:
Д/-рззбGO1.1-4-1.2 6°
= (1.1 -4-1,2).
4-разбР о7,3 (л
Учитывая, что в формуле (14.6) коэффициенты 1,1 и 1,2 рассчитаны для тяговооруженностеп 0,9 и 0,6 соответственно, получим
= (0,021 -4- 0,035) 6°.
^разб
Таким образом, при тяговооруженностп 0,9 каждый градус уклона ВПП дает изменение длины разбега па 2,1%, а при тяговооруженностп 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 ДЯ км;
Р
ХР
-=- = ■—0,0711 ХН км.
Учитывая эти соотношения, из формул (14.4) и (14.6) найдем
Д/.0азбАрАР
--(1,1 -4- 1,2)-ту- = (0,20-4-0,21) ДЯ км.
^разбР"
Таким образом, на каждые 1000 м увеличения высоты аэродрома длина разбега 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 н 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 С„ зависит от угла атаки а, получим
А^-разб^отрАа0Тр
£разб Суаотр "о
Угол атаки при отрыве аотр для различных типов самолетов обычно находится 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 попадание в область плохой поперечной управляемости. Кроме того, при некоторых условиях возможен выход самолета на вторые режимы полета сразу после отрыва.
Теоретические исследования и летная практика показывают, что даже современные самолеты при взлете с форсажем могут попадать па 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 температуре наружного воздуха. Возникшая очень опасная ситуация может быть
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 обманчивой, так как- при взлете необходимо точное выдерживание угла атаки при отрыве.
Выполнению этого требования может способствовать использование указателя угла атаки, особенно прн плохой видимости естественного горизонта. Естественно, что использование указателя угла атаки при разбеге требует навыка и тренировки.
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 и от величины коэффициента ^Уотр'
Чрезмерное уменьшение удельной нагрузки (увеличение площади крыла) ведет к увеличению веса самолета и его лобового сопротивления, следовательно, к ухудшению летных характеристик. Поэтому прежде всего добиваются увеличения СУотр. Для этого широко применяется' взлетно-посадочная механизация — закрылки 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 переводится на минимальную стреловидность. Несущие свойства крыла резко улучшаются прежде всего вследствие увеличения удлинения крыла. Прямое крыло при одних и тех же углах атаки создает 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 СУотр резко повышается и соответственно уменьшаются скорость отрыва и длина разбега.
■ Увеличение ускорения достигается главным образом вследствие увеличения тяги двигателя. Включение форсажа, как известно, приводит к резкому повышению расхода топлива и, следовательно, к снижению дальности полета и располагаемого запаса времени для боя.
Однако использование форсажа необходимо при максимальном взлетном весе самолета. Минимальный форсаж обеспечивает наибольшую безопасность взлета: при отказе двигателя на той же скорости, что и при взлете на максимальном режиме, дистанция для торможения остается большей, а при самовыключении форсажа небольшое открытие створок реактивного сопла позволяет продолжить взлет.
Весьма эффективным средствам увеличения ускорения и уменьшения длины разбегэ являются стартовые ускорители —ракетные ззо
двигатели, работающие на жидком или твердом топливе. 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 ускорителями, характерным является быстрое увеличение скорости и в связи с этим необходимость быстрого перехода от стояночного
Рис. 14.11. Силы, действующие на самолет при вертикальном взлетеРис. 14.11. Силы, действующие на самолет при вертикальном взлетеугла атаки к подъему переднего колеса и к углу атаки при отрыве аотр. Это может происходить настолько быстро, что практически сливается в одно плавное движение вращения самолета относительно поперечной оси Ozv, поэтому требует повышенной точности и своевременности движения ручкой управления.
Рис. 14.11. Силы, действующие на самолет при вертикальном взлете
Рис. 14.11. Силы, действующие на самолет при вертикальном взлете
Ускоритель должен работать в течение некоторого времени после отрыва, так как после его выключения исчезает значитель-
ная нормальная составляющая тяги и поэтому возможно искривление траектории вниз — «просадка».
Значительно уменьшить скорость отрыва и длину разбега можно также отклонением вектора силы тяги от продольной оси самолета вверх. При этом уравновешивание веса самолета при отрыве осуществляется суммой подъемной силы и вертикальной составляющей силы тяги. Однако этот способ не нашел пока широкого применения ввиду сложностей, возникающих при разработке его технических проблем (поворот вниз струи газов из реактивного 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 достаточно быстрого разгона до эволютивной скорости с помощью горизонтальной составляющей силы тяги при условии, что вертикальная составляющая остается в первые секунды разгона равной силе тяжести (рис. 14.11). Запас тяги нужен также для обеспечения достаточной тяговооруженности при высоких температурах наружного воздуха, при значительной высоте точки взлета над уровнем моря и, кроме того, для обеспечения управляемости путем отбора воздуха из-за компрессора. В итоге получается, что для надежного обеспечения вертикального взлета в реальных условиях необходима тяговооруженность не менее 1,2—1,3.
Особенности взлета на таких самолетах связаны главным образом с обеспечением управляемости на малых скоростях и с
эксплуатацией на этих режимах силовой установки. От мощной струи подъемных двигателей поверхность ВПП разрушается и ее частицы попадают во входное устройство двигателя. Кроме того, на малых скоростях практически отсутствуют демпфирующие моменты, что не может не сказаться на управляемости и устойчивости самолета. Характер проявления всех этих особенностей в значительной мере индивидуален для каждого типа самолета.
НАБОР ВЫСОТЫ И РАЗГОН САМОЛЕТА
Силы, действующие на самолет.
Первые и вторые режимы набора высоты
Движение самолета при наборе высоты и разгоне можно считать практически прямолинейным. Схема сил, действующих на
самолет в прямолинейном движении под углом к горизонту, показана на рис. 14.12.
Условием прямолинейности полета в данном случае будет равенство сил:
•У = G cos 0
(без учета нормальной составляющей силы тяти Py = Psina). Следовательно, перегрузка при наборе высоты (и при снижении) будет равна ny = cos0. До углов 0 = 204-30° она мало отличается от единицы. Поэтому лобовое сопротивление будет практически равно Qr..
Изменение скорости по величине, как известно, зависит от соотношения сил, направленных по касательной к траектории:
zn^ = Рх—Q —Osin©,(14.7)
где
Рх = Рсоза^Р.
Из схемы сил (рис. 14.12) и уравнения (14.7) следует, что, если P>Qr+Gsin0, при наборе высоты одновременно происходит разгон самолета; если P = Qr+Gsin0, полет происходит с по-
Рис, 14,13, Зависимость сил, действующих на самолет, от угла наклона траекторииРис, 14,13, Зависимость сил, действующих на самолет, от угла наклона траектории
Рис, 14,13, Зависимость сил, действующих на самолет, от угла наклона траектории
Рис, 14,13, Зависимость сил, действующих на самолет, от угла наклона траектории
Рис. 14.14. Определение вертикальной скоростиРис. 14.14. Определение вертикальной скоростискоростей наклонного полетаскоростей наклонного полета
Рис. 14.14. Определение вертикальной скорости
Рис. 14.14. Определение вертикальной скорости
скоростей наклонного полета
скоростей наклонного полета
стоянной скоростью; если P<Qr+Gsin0, набор высоты осуществляется с торможением.
На рис. 14.13 для некоторой заданной высоты показана зависимость сил, действующих на самолет, от угла наклона траекто-
рии. Так как составляющая силы тяжести Gsin0 не зависит от скорости, кривые Qr+Gsin0 для различных значений углов 0 эквиди; стаптно смещены вверх или вниз.
Точки пересечения кривых Qr + + Gsin0 с кривой Р определяют максимальные скорости наклонного установившегося полета. Из рисунка видно, что с увеличением угла 0 максимальная скорость и диапазон уменьшаются.
Вертикальная скорость набора высоты определяется как проекция вектора скорости на вертикаль (рис. 14.14):
(14.8)(14.8)И sin © = Vr
(14.8)
(14.8)
Для иллюстрации зависимости вертикальной скорости Vy и максимальной скорости Гтах наклонного полета от угла 0 построим следующий график. Из одной и той же точки О (рис. 14.15) для каждого угла 0 проведем соответствующие векторы макси-
мальных скоростей наклонного полета, величины которых снимем с графика (рис. 14.13). Затем концы векторов соединим плавной кривой, которая называется полярной диаграм мой скоростей наклонного полета. Точка Л4 на этом графике укажет угол 0 и скорость, при которых достигается максимальная вертикальная скорость установившегося набора высоты, точ-
Рис. 14.15. Полярная диаграмма скоростей наклонного полета
ка А— максимальный угол наклона траектории 0. Эта точка является границей первых и вторых режимов наклонного полета: справа от нее лежат первые режимы полета, слева — вторые. Из самого способа построения кривой следует, что область, расположенная ниже кривой, соответствует набору высоты с разгоном. Все точки на самой кривой означают режимы набора высоты с постоянными скоростями. Область, расположенная выше кривой, характеризует набор высоты с торможением.
Если, например, из точки С установившегося набора высоты с углом 0, равным 5°, отклонением ручки на себя перейти на полет с углом 10°, то в первый момент скорость полета по величине не изменится. Но так как точка Д находится в области торможений, то скорость будет уменьшаться до точки Е, в которой установится режим полета с постоянной скоростью. Таким образом, управление траекторией при наборе высоты на первых режимах может в принципе осуществляться одним движением ручки управления.
Сложнее обстоит дело в области вторых режимов полета. Если, например, из точки В отклонением ручки на себя попытаться увеличить угол наклона траектории от 15 до 17° (точка Е), то начнется торможение и самолет вместо перехода в точку А потеряет скорость и свалится. Чтобы этого не произошло, необходимо сначала движением ручки от себя перевести самолет в область разгонов, затем выполнить разгон до скорости, соответствующей точке А или несколько большей, и только после этого движением ручки на себя перейти «а более крутую траекторию — в точку А. 334 '
Таким образом, если полет на втором режиме происходит на полной тяге двигателя, то, во-первых, управление траекторией становится сложнее, так как его в принципе невозможно осуществлять одним движением ручки управления, во-вторых, выход из второго режима без перехода на траекторию полета с меньшим углом 0 невозможен, что, как уже отмечалось ранее, особенно опасно на малой высоте.
Из уравнения (14.7) для установившегося набора высоты имеем
Р — Q —- Osin 0 = О, откуда с учетом принятого допущения (Q = Qr)
Sin 0уСТ == пх.
Следовательно, граница между первыми и вторыми режимами наклонного полета 0тах будет на той же скорости, что и в горизонтальном полете, т. е. там, где разность Р—Qr и продольная перегрузка пж максимальны (рис. 14.13).
Энергетические характеристики самолета
Современные сверхзвуковые самолеты обладают большим запасом механической энергии, в котором резко возросла роль кинетической энергии. Например, дозвуковой самолет, летящий со скоростью 900 км/ч (250 м/с) на высоте 15 км, имеет полную удельную механическую анергию (уровень анергии) в килограммометрах на килограмм
/7э = -^- + /7 = ^+ 15000= 18200,
а кинетическая энергия составляет 17,6% от всего уровня механической, энергии. Для современного сверхзвукового самолета, имеющего скорость 900 м/с (М~3) на высоте 25 км, уровень энергии ^э = -^ + 25000 = 63300,
а кинетическая энергия составляет уже 62,2%.
Если раньше для дозвуковых и особенно малоскоростных самолетов основными энергетическими характеристиками были высота, вертикальная скорость и время набора высоты, то теперь такие характеристики уже явно недостаточны, так как они характеризуют лишь потенциальную энерпию.
Запас полной механической энергии самолета
является важнейшей характеристикой его боевых возможностей и преимуществ. Но если два самолета в бою имеют одинаковый уровень энергии, а один из них может накапливать энергию быстрее, чем другой, то через некоторое время преимущество будет
на стороне первого самолета. Таким образом, ■ скорость накопления полной механической энергии, или так называемая энерге-
т
тине с кая скороподъемность • = V у, является также очень важной характеристикой боевых возможностей самолета.
Можно показать, что величина V определяется формулой
^ = ^ = ^sin0 + -^-.^-,(И.9)
Равенство (14.9) можно представить в виде следующей схемы: /^ = ^sin@;
17*
\ V dV w. А
\ ——= I//z, — V sin 0. g dt
Эта схема означает, что накапливаемая механическая энергия в зависимости от величины угла 0 может в различных соотношениях распределяться по двум каналам: на увеличение высоты (потенциальной энергии) и на увеличение скорости (кинетической энергии). Если 0 = 0, то и Ру = 0, тогда вся энергия идет на разгон. Если 51п0 = нж, тогда -^- = 0, полет происходит с постоянной скоростью и вся энергия идет на набор высоты. В промежуточных случаях на подъем затрачивается тем больше энергии, чем больше угол 0. Переписав формулу (14.9) в виде
получим, что в крутом наборе высоты, когда ускорение -^-<0, за счет торможения можно получить вертикальную скорость, большую по величине, чем энергетическая скороподъемность.
Имея характеристики двигателя и кривые лобового сопротивления Qt для различных высот, нетрудно построить кривые V* = 1/лх (рис. 14.16), характеризующие возможности накопления энергии во всем диапазоне скоростей и высот полета. Такие кривые обязательно приводятся в техническом описании самолета.
Естественно, что, если позволяет тактическая ситуация, нужно выполнять набор высоты на таком режиме,' при котором'на каждой высоте величина V* максимальна, что и обеспечивает наиболее быстрое накопление энергии * или, что то же самое, мини-
мальное время выхода на заданные высоту и скорость. Пример такого режима приведен на рис. 14.17.
Для облегчения выдерживания этого наивыгоднейшего режима подъема и разгона при ручном управлении его несколько упро-
Рис. 14.16. Зависимость энергетической скороподъемности от высоты и числа М полета
щают (штриховая линия на рис. 14.17), что уменьшает энергетическую скороподъемность. '
Рис. 14.17. Зависимость числа М от высоты полета при наивыгоднейшем режиме набора высоты
В воздушном бою при выполнении маневров с большой перегрузкой величина И* может резко уменьшиться и даже стать отрицательной, когда лобовое сопротивление, резко увеличившись
при большой перегрузке, станет больше тяги двигателя. Тогда вместо накопления механическая энергия будет уменьшаться.
Потеря преимущества над противником в уровне энергии является тактически невыгодной. Поэтому без особой необходимости не следует выполнять маневры с большой перегрузкой.
Запас топлива на борту самолета — это тоже запас энергии и располагаемого времени для боя. Поэтому экономия топлива в процессе всего полета является чрезвычайно важным фактором, способствующим успеху выполнения задачи.
Известно, что при включении форсажа расход топлива возрастает в несколько раз, поэтому нет никакого смысла без тактической необходимости включать форсаж. Однако расчеты показывают, что при подъеме и разгоне до сверхзвуковой скорости для каждого типа самолета существует определенная высота (8—■ 11 км), начиная с которой выгодно включать форсаж не только с целью накопления механической энергии, но и для экономии расхода топлива на подъем и разгон самолета.
Наиболее экономично можно выполнить набор высоты и разгон до сверхзвуковых скоростей, если изменять скорость по высоте и режим работы двигателя по специальной наивыгоднейшей программе, обеспечивающей минимальный расход топлива. Такие оптимальные режимы приводятся в технических описаниях самолетов.
Для самолетов с крылом переменной стреловидности существует наивыгоднейшая программа изменения стреловидности крыла, обеспечивающая при заданном или при оптимальном режиме работы двигателя одновременно максимальную скороподъемность и минимальный расход топлива.
На энергетическую скороподъемность существенно влияют такие эксплуатационные факторы, как нзмененне веса, силы тяги, силы лобового сопротивления и температуры воздуха.
Из формулы (14.9) видно, что с увеличением веса уменьшается Vу как непосредственно, так и вследствие изменения индуктивного сопротивления. Последнее сильнее проявляется в полете с перегрузкой, особенно на больших высотах.
Изменение силы тяги и лобового сопротивления оказывает влияние на Уу пропорционально изменению их разности Р — Q:
Влияние изменения температуры наружного воздуха на V* определяется по формуле
е. изменение температуры оказывает влияние на V* тем сильнее, чем меньше разность P — Q.
ГЛАВА 15
МАНЕВРИРОВАНИЕ В ГОРИЗОНТАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ
РАЗГОН И ТОРМОЖЕНИЕ САМОЛЕТА В ГОРИЗОНТАЛЬНОМПОЛЕТЕ
Разгон и торможение самолета характеризуются темпом изменения скорости. Так, при разгоне чем интенсивнее увеличивается скорость, т. е. чем выше «приемистость» самолета, тем большими боевыми возможностями обладает самолет.
Рис. 15.1. Силы, действующие на самолет при разгоне в горизонтальном полетеРис. 15.1. Силы, действующие на самолет при разгоне в горизонтальном полете
Рис. 15.1. Силы, действующие на самолет при разгоне в горизонтальном полете
Рис. 15.1. Силы, действующие на самолет при разгоне в горизонтальном полете
Ускорение при разгоне /ж в горизонтальном полете, которое определяет прирост скорости в единицу времени, зависит от отношения избыточной силы тяги Р—Qr (рис. 15.1) к силе тяжести самолета, т, е. от продольной перегрузки пх:
P-Qr
G
= gnXt.
(15.1)
Время разгона в секундах от начальной скорости УНач в километрах в час до заданной конечной скорости Укон в километрах в час может быть-оценено следующей формулой:
t^t^^кон ^нач3'6 gnx гср^кон ^нач3'6 gnx гср(15.2)(15.2)
t^
t^
^кон ^нач
3'6 gnx гср
^кон ^нач
3'6 gnx гср
(15.2)
(15.2)
где пх —среднее значение продольной перегрузки, гср
Рис. 15.2. Влияние числа М и высоты полета на продольную перегрузкуРис. 15.2. Влияние числа М и высоты полета на продольную перегрузку
Рис. 15.2. Влияние числа М и высоты полета на продольную перегрузку
Рис. 15.2. Влияние числа М и высоты полета на продольную перегрузку
Чем больше избыточная тяга В—Qr, а следовательно, и продольная перегрузка пх тем меньше время разгона.
Влияние высоты и скорости полета на перегрузку nXt при работе 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 числа М для выдерживания горизонтального полета необходимо уменьшать давящие усилия или создавать тянущие на ручке управления.
У самолета с крылом изменяемой стреловидности время разгона зависит от положения крыла. Это обусловлено тем, что лобовое сопротивление самолета зависит от стреловидности крыла (рис. 15.3). На дозвуковой скорости полета до числа Mi лобовое сопротивление самолета из-за большего аэродинамического качества минимально при наименьшей стреловидности. Следовательно, при М<М, более быстрый разгон будет при минимальной стреловидности. Однако при малой стреловидности увеличение числа М в околозвуковой области приводит к интенсивному росту лобового сопротивления из-за волнового кризиса. Поэтому для обеспечения интенсивного разгона необходимо постепенно увеличивать стрело-
видность крыла. Увеличение стреловидности крыла в полете в дозвуковом диапазоне скоростей сопровождается тенденцией самолета к снижению высоты полета. Это обусловлено двумя обстоятельствами.
Во-первых, при увеличении стреловидности крыла растет запас центровки, что приводит к появлению пикирующего момента, стремящегося уменьшить угол атаки.
Рис. 15.3. Зависимость лобового сопротивления в горизонтальном полете от угла стреловидности крыла
Во-вторых, увеличение стреловидности крыла приводит к снижению его несущих свойств, т. е. к уменьшению подъемной силы. Поэтому, если в процессе разгона производится изменение стреловидности крыла, это требует дополнительных перемещений ручки управления по сравнению с тем случаем, когда разгон осуществляется с фиксированной стреловидностью крыла.
При наличии подвесок характеристики разгона ухудшаются. Это обусловлено, во-первых, ростом лобового сопротивления самолета и, во-вторых, увеличением веса самолета.
Значительная избыточная тяга у современных самолетов позволяет легко выйти при разгоне за ограничение по максимально допустимой скорости Емакс.доп ИЛИ ПО ЧИСЛу Ммакс.доп-
Поэтому При разгоне до скоростей, близких К Умакс.доп, или при 'Ммакс.доп необходимо контролировать скорость (число М) полета. Если скорость начинает увеличиваться до значений, близких к ограничениям, то прекратить рост скорости можно одним из следующих способов или сочетанием их:
— дросселированием или" выключением форсажа;
— выпуском тормозных щитков;
— увеличением перегрузки пи.
Однако необходимо учитывать, что при увеличении числа М и угла атаки путевая устойчивость самолета обычно уменьшается. Если на данном самолете при максимальном числе М она особенно мала, при создании перегрузки самолет может потерять путевую устойчивость.
Наиболее интенсивное торможение в горизонтальном полете достигается при работе двигателя на малом газе и при выпуске тормозных щитков.
При быстром торможении в области околозвуковых скоростей имеет место тенденция самолета к увеличению угла атаки более значительному, чем это требуется для горизонтальности полета. Это обусловлено главным образов смещением аэродинамического фокуса вперед при уменьшении числа М. Поддержание постоянной высоты полета в этом случае обеспечивается созданием давящих усилий или уменьшением тянущих усилий на ручке управления.
Торможение до скоростей, меньших эволютивной, должно осуществляться с непрерывным контролем скорости или угла атаки для предотвращения сваливания самолета.
Нужно помнить величины приборных скоростей, при которых в зависимости от веса самолета происходит сваливание в горизонтальном полете, а при наличии указателя угла атаки — знать максимально допустимый угол атаки и угол, соответствующий сваливанию. -
При торможении до скоростей, меньших эволютивной, и при работе двигателя на режиме малого газа следует учитывать время приемистости двигателя. Скорость уменьшается интенсивно и запаздывание с дачей РУД может привести к тому, что прекратить падение скорости удастся только за счет снижения самолета.
УСЛОВИЯ ВЫПОЛНЕНИЯ ВИРАЖА
Для того чтобы траектория полета была криволинейной, необходимо, чтобы на самолет действовала центростремительная сила.
При горизонтальном маневре центростремительная сила равна проекции подъемной силы на горизонтальную плоскость—У sin 7 (рис. 15.4). Под действием этой силы траектория искривляется. Чем больше величина центростремительной силы, тем меньше при той же скорости радиус траектории.
Постоянство высоты при горизонтальном маневре обеспечивается равенством проекции подъемной силы на вертикаль У cos 7 силе тяжести самолета (рис. 15.4). Отсюда следует, что между нормальной перегрузкой и углом крена должно быть вполне определенное соотношение
■ »= — . (15.3)
у cos 7 ' '
Чем больше крен, тем большая перегрузка должна быть создана.
Если рассмотренное выше соотношение между креном и перегрузкой не соблюдается, то маневр будет сопровождаться либо увеличением, либо уменьшением высоты полета.
уУ COS УуУ COS УРис. 15.4. Силы, действующие на самолет на виражеРис. 15.4. Силы, действующие на самолет на вираже
уУ COS У
уУ COS У
Рис. 15.4. Силы, действующие на самолет на вираже
Рис. 15.4. Силы, действующие на самолет на вираже
СИЛЫСИЛЫТак, если проекция подъемной силы на вертикаль больше тяжести, т. е. п > —, то при р азвороте будет происходить набор * COS।
СИЛЫ
СИЛЫ
высоты. В том случае, когда /гу< cos , разворот будет сопровож
даться снижением. Это обстоятельство нужно учитывать на этапах ввода в вираж и вывода из него. При вводе в вираж темп на- кренения самолета должен соответствовать темпу создания перегрузки. Создание перегрузки пу = 4ч-5 производится не менее чем за 2—Зс. Если накренение самолета осуществляется с большим темпом, чем создание перегрузки, то это приводит к потере высоты («зарыванию» самолета). Так как координировать крен и перегрузку при большом темпе ее создания трудно, ввод в вираж обычно выполняется за 4—6 с. Однако замедленный темп накре- нения и создания перегрузки приводит к росту радиуса и времени
виража.
Вывод из виража также требует координации между креном и перегрузкой.
При маневрировании на предельно малых высотах несоответствие 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-
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 перегрузки. Такое пилотирование будет приводить к некоторому увеличению высоты при вводе в вираж и выводе из него.
Рассмотренное выше соответствие между креном и перегрузкой обеспечивает выполнение виража на постоянной высоте.
ХАРАКТЕРИСТИКИ МАНЕВРОВ В ГОРИЗОНТАЛЬНОЙПЛОСКОСТИ
Характеристиками маневров в горизонтальной плоскости (виражей, разворотов) являются: радиус траектории г в метрах, угловая скорость виража (разворота) ш в градусах в секунду, характер изменения скорости, время маневра / в секундах, расход топлива на маневр AGT в килограммах или литрах.
Известно, что радиус виража связан со скоростью, перегрузкой и углом крена следующими соотношениями;
_ V2 (м2/с2)r- g^^i
или
V2 (м2/с2)tg т *
Увеличение перегрузки, сопровождающееся созданием соответствующего угла крена, приводит к уменьшению радиуса виража. При данной скорости полета минимальный радиус будет при выполнении маневра с максимальной эксплуатационной перегрузкой и® либо с перегрузкой, соответствующей максимально допустимому значению коэффициента подъемной силы СУдоп. Последнее имеет место тогда, когда при маневре с максимально допустимым углом атаки адоп перегрузка иу не достигает значений максимально эксплуатационной. Кроме того, при выполнении горизонтальных маневров на сверхзвуковой скорости наибольшие реализуемые значения коэффициента подъемной силы Су могут быть ограничены эффективностью стабилизатора. Поэтому и перегрузка иу при маневре на больших, и стратосферных высотах обычно ограничивается не максимальной эксплуатационной перегрузкой или СУдоп, а эффективностью стабилизатора. '
Таким образом, для выполнения виражей (разворотов) с минимальными радиусами необходимо выдерживать перегрузку следующим образом.
На дозвуковой скорости нужно выполнять маневр с максимально допустимым углом атаки, определяя его (в 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
йо эксплуатационной. На большой приборной скорости несущие свойства крыла обеспечивают достижение максимальной эксплуатационной перегрузки. Вследствие этого начиная с определенной скорости маневр с и? будет выполняться с углами атаки, -^макс
меньшими максимально допустимых. На сверхзвуковой скорости в определенном диапазоне высот можно полностью взять ручку на себя, так как эффективности стабилизатора недостаточно ни для
Рис. 15.5. Границы виража, предельного по перегрузке (пример)
вывода самолета на максимально эксплуатационную перегрузку, ни для достижения углов атаки, соответствующих сваливанию самолета.
В зависимости от того, как выполняется горизонтальный маневр (с постоянным углом атаки по указателю или с постоянной перегрузкой), скорость будет по-разному влиять на радиус виража (разворота). На рис. 15.5 даны минимальные радиусы виражей. Зависимость радиуса виража от скорости при маневре с максимально допустимым углом атаки или максимальной эксплуатационной перегрузкой называется границей предельного по перегрузке виража.
Характерным является то, что при маневрировании с постоянным углом атаки (по указателю) радиус разворота в широком диапазоне скоростей мало зависит от скорости. Это означает, что при выдерживании постоянного угла атаки (по указателю) снижение приборной скорости не приводит к уменьшению радиуса траектории. Объясняется это тем, что располагаемая по С*Удоп пе- CySpV2 регрузка пу с уменьшением скорости падает, так как nv= ——^— (рис. 15.5).
Иная картина наблюдается Тогда, Когда вираж (разворот) выполняется с постоянной перегрузкой. Здесь снижение скорости сопровождается уменьшением радиуса маневра.
Рис. 15.6. Влияние высоты полета на радиусы виража, предельного по перегрузке (пример)
С, увеличением высоты радиус виража (разворота) возрастает (рис. 15.6). Это обусловлено следующим. При определенной приборной скорости и маневрировании с максимально допустимым углом атаки перегрузка (при М<1) практически не зависит от высоты полета. Истинная же скорость с высотой увеличивается. При этом, как следует из выражений (15.4) и (15.5), радиус траектории при постоянной перегрузке и увеличении истинной скорости будет увеличиваться.
Кроме радиуса виража (разворота) не менее важной характеристикой является угловая скорость разворота ш, равная величине угла разворота <р в единицу времени (за 1 с) и определяемая следующим выражением:
m = Z = 57.31^32 (15.6) г ’ V (м/с) ' '
S46
ИлиИли(О =(О =V гV г= 57,3= 57,3^ tg тvWr^ tg тvWr(15.7)(15.7)
Или
Или
(О =
(О =
V г
V г
= 57,3
= 57,3
^ tg т
vWr
^ tg т
vWr
(15.7)
(15.7)
Темп разворота, как видно, обратно пропорционален скорости. Рднако это не означает, что увеличение скорости всегда сопровождается уменьшением угловой скорости разворота. Все зависит
Рис. 15.7. Влияние высоты и скорости полета на угловые скорости виража, предельного по перегрузке (пример)Рис. 15.7. Влияние высоты и скорости полета на угловые скорости виража, предельного по перегрузке (пример)
Рис. 15.7. Влияние высоты и скорости полета на угловые скорости виража, предельного по перегрузке (пример)
Рис. 15.7. Влияние высоты и скорости полета на угловые скорости виража, предельного по перегрузке (пример)
от того, как изменяется со скоростью перегрузка пу. Выше было показано, что при маневрировании с максимально допустимым углом 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 увеличение приборной скорости сопровождается снижением темпа разворота (рис. 15.7). Угловая скорость поворота траектории по мере увеличения высоты полета уменьшается.
Выполнение виража (разворота) с максимально допустимым углом атаки или с максимальной эксплуатационной перегрузкой во многих случаях сопровождается изменением скорости. Характер изменения скорости определяется соотношением между тягой двигателя и лобовым сопротивлением. Когда начальная скорость велика, маневр можно выполнить с большой постоянной перегруз-
кой Пу. Уменьшение скорости будет в этом случае сопровождаться улучшением маневренности самолета — уменьшается радиус траектории и увеличивается темп разворота.
После того как в процессе маневра самолет выйдет на допустимый угол атаки (допустимый коэффициент подъемной силы), влияние уменьшения скорости на маневренные характеристики изменится. Если допустимый коэффициент подъемной силы примерно постоянен (Су доП = const), то при маневре с СУдоп маневренные характеристики самолета при уменьшении скорости будут ухудшаться. При меньшей скорости радиус траектории несколько увеличится, а темп разворота снизится, следовательно, увеличится время маневра. .
Выполняя маневр с постоянной перегрузкой, необходимо по мере торможения увеличивать угол атаки, сохраняя неизменным крен. Достижение максимально допустимого угла атаки контролируется или по поведению самолета (аэродинамическая тряска, покачивание), 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 перегрузка 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 большинстве самолетов вираж можно выполнять с полностью выбранной на себя ручкой управления. Это обусловлено тем, что на этих высотах 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 сверхзвуковой скорости до дозвуковой с фиксированной ручкой управления, то при переходе через скорость звука перегрузка самопроизвольно 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 начальной перегрузки, режима работы двигателя и использования тормозных щитков.
В качестве примера на рис. 15.8 показано увеличение перегрузки 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 рефлекторно, 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,
Рис. 15.8. Изменение перегрузки при скоростном «подхвате» (пример)
и вызвано следующим. При маневре приборная скорость, при которой происходит сваливание (Упр. св)ман, существенно больше приборной скорости сваливания в горизонтальном полете (^пР. св) „■ Оценить приборную скорость сваливания при маневре можно по следующей приближенной формуле:
(^пр. св)ман — (^пр. св)г. п *
Так, например, если в горизонтальном полете сваливание происходит при УПр = 250 км/ч, то при маневре с перегрузкой пу = 7 сваливание произойдет при Ипр = 250 J/7 = 660 км/ч.
В этом случае, если вираж выполняется с начальной скоростью ЕПр=Ю00 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 указателю угол атаки и не превышает его максимально допустимое значение, то этого не произойдет.
Темп торможения в значительной степени зависит от величины перегрузки. При увеличении перегрузки лобовое сопротивление возрастает за счет индуктивного сопротивления, прямо пропорционального квадрату перегрузки:
Qi
^*манп У
Так, например, если в горизонтальном полете при У=7004- 4-1000 км/ч индуктивное сопротивление самолета равно 200—
100 кгс, то при маневре с пу=1 на самолете с малым удлинением крыла оно увеличивается До 10000—5000 кгс.
Суммарное лобовое сопротивление становится большим, и самолет тормозится очень интенсивно. При этом время торможения до приборных скоростей сваливания оказывается незначительным. Для предотвращения сваливания при быстром уменьшении скорости необходимо снижать перегрузку.
Известно, что выполнение виражей (разворотов) не обязательно сопровождается изменением скорости. Если лобовое сопротивление самолета на вираже равно тяге двигателя, то скорость будет постоянн'ой.
В главе 10 было показано, что при определенной перегрузке, называемой перегрузкой установившегося (правильного) виража /2уу(.т,лобовое сопротивление самолета равно максимально возможной тяге двигателя. В этом случае скорость на вираже будет постоянной. Если вираж выполняется с постоянными скоростью и креном, а также без скольжения, то он называется правильным.
Перегрузка ^Ууст зависит (рис. 10.16) от скорости (числа М) и высоты полета.
Радиусы и угловые скорости правильного виража рассчитываются по формулам (15.4), (15.5), (15.6) и (15.7).
Время правильного виража t в секундах может быть определено, если известны угловая скорость разворота или радиус виража и скорость:
.360°-
“ ш (град/с)
или
v 2лл(м)
■У(м/с) '
где У—истинная скорость.
Очевидно, что время виража тем меньше, чем больше угловая скорость поворота траектории.
Зависимость радиуса правильного виража от скорости при работе двигателя на режиме полного форсажа называется границей 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 виду, что на границы предельного по тяге виража оказывают влияние характеристики силовой установки и аэродинамические характеристики самолета. Не всегда уменьшение скорости сопровождается увеличением угловой скорости разворота и снижением радиуса траектории. Это определяется характером изменения перегрузки виража пууст по скорости. Каждому конкретному самолету свойственны свои закономерности. Может оказаться, что, несмотря на меньший радиус установив-
шегося виража при меньшей скорости, время его выполнения будет больше.
Если, не изменяя режима работы двигателя, выполнять вираж с перегрузками, меньшими лУуст, радиус траектории увеличится, при этом скорость в процессе маневра будет возрастать. Это выз-
Рис. 15.9. Характеристики виража, предельного по тяге двигателя (пример)
вано тем, что снижение перегрузки сопровождается уменьшением индуктивного сопротивления и тяга двигателя становится больше лобового сопротивления. Чтобы при снижении перегрузки скорость при маневре оставалась постоянной, нужно уменьшить тягу двигателя.
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 виде примера показаны границы предельных по перегрузке и по тяге виражей.
Большая тяговооруженность самолета вносит особенности в выполнение правильных виражей. Перегрузка пу при форсажном режиме работы двигателя может оказаться выше перегрузки, ограниченной допустимым углом атаки, или максимальной эксплуатационной перегрузки. Тогда выполнить вираж с постоянной скоростью на форсажных режимах работы двигателя нельзя, так как будут превышены ограничения по перегрузке. В этом случае на вираже, выполненном с п„ или п* , скорость будет увеличи- доп-’макс
ваться. Для поддержания постоянной скорости необходимо уменьшать тягу двигателя.
На границы предельных виражей по тяге оказывает влияние высота полета. С увеличением высоты полета, как было показано в главе 10, перегрузка «Ууст становится меньше вследствие падения тяги двигателя и роста индуктивного сопротивления. Поэтому
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 правильного виража зависит от положения крыла, т. е. от его стреловидности. Увеличение стреловидности приводит, с одной стороны, к уменьшению сопротивления Qo, что способствует росту перегрузки »у т. Однако, с другой стороны, чем больше стреловидность крыла, тем значительнее индуктивное сопротивление Qt. Рост 'Последнего уменьшает перегрузку пу С1. Влияние стреловидности на перегрузку установившегося виража «Ууст зависит от соотношения составляющих сопротивления Qo и Qt. На малых числах М определяющим в общем сопротивлении самолета является индуктивное сопротивление. Здесь, очевидно, перегрузка установившегося виража будет выше при меньшей стреловидности крыла. При больших числах М определяющим будет сопротивление Qo. Здесь выгоднее выполнять маневры при большей стреловидности. На рис. 15.12, а показано влияние стреловидности крыла на перегрузку виража иу , а на рис. 15.12, б — зависимость радиуса правильного виража от скорости для двух стреловидностей..
Рис. 15.11. Влияние высоты полета на радиус виража, предельного по тяге двигателя (пример)
Рис. 15.12. Влияние стреловидности крыла и скорости полета иа нормальную перегрузку правильного виража и его радиус
мулемулеРис. 15.13. Влияние высоты и скорости полета на количество топлива, расходуемое на выполнение правильного виража (пример)Рис. 15.13. Влияние высоты и скорости полета на количество топлива, расходуемое на выполнение правильного виража (пример)ДО =3600 ’ДО =3600 ’двигателя,двигателя,виража, с.потребноевиража, с.потребное
муле
муле
Рис. 15.13. Влияние высоты и скорости полета на количество топлива, расходуемое на выполнение правильного виража (пример)
Рис. 15.13. Влияние высоты и скорости полета на количество топлива, расходуемое на выполнение правильного виража (пример)
ДО =
3600 ’
ДО =
3600 ’
двигателя,
двигателя,
виража, с.потребное
виража, с.потребное
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-
где Д(7Т—количество расходуемого топлива, кг;
суд—удельный расход кг/ч топлива,;
кгс тяги
Р— тягакгс;t — времяНаибольшее
количество топлива для маневра будет при выполнении правильных виражей и работе двигателя на полном форсаже.
Необходимо учитывать, что с увеличением высоты
полета увеличивается количество топлива, расходуемого при выполнении виража. Это обусловлено тем, что, несмотря на уменьшение с высотой тяги двигателя и удельного расхода топлива, значительно 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.
ГЛАВА 16
МАНЕВРИРОВАНИЕ В ВЕРТИКАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ
УСЛОВИЯ КРИВОЛИНЕЙНОГО ДВИЖЕНИЯ и ОСОБЕННОСТИВЫПОЛНЕНИЯ МАНЕВРОВ В ВЕРТИКАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ
Характер искривления траектории в вертикальной плоскости определяется при прочих равных условиях величиной и направлением действия центростремительной силы. В создании центростремительной силы участвуют: подъемная сила, проекция силы тяжести на перпендикуляр к направлению движения и составляющая 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 управлять, составляющей же силы тяжести непосредственно управлять нельзя. Однако необходимо учитывать, что составляющая силы тяжести может оказывать существенное влияние на траекторию ив отдельных случаях ее можно использовать для маневра.
Искривление траектории происходит в ту сторону, в которую действует центростремительная сила Рце. При этом чем больше величина центростремительной силы, тем меньше при данной скорости радиус кривизны траектории:
На рис. 16.1, а показаны силы, действующие иа самолет при вертикальном маневре, для случая, когда траектория обращена выпуклостью вниз. Для такого искривления траектории необходимо, чтобы подъемная сила У была больше составляющей силы тяжести G cos 6. Центростремительная сила здесь равна разности этих сил ЕЦс = У—G cos 6.
Участки вертикальных маневров, на которых траектория обращена выпуклостью 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 0 над подъемной силой К, т. е. Осоз0>У. Центростремительная сила Рцс = = Gcos0—У. Она сравнительно невелика, так как при положительной подъем-
ной силе У (перегрузке п,^ составляющая силы тяжести и подъемная сила направлены 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 0 будут направлены в
FU-C=Gcose-YFU-C=Gcose-Y66Рис. 16.1. Силы, действующие иа самолет прн вертикальном маневреРис. 16.1. Силы, действующие иа самолет прн вертикальном маневре
FU-C=Gcose-Y
FU-C=Gcose-Y
6
6
Рис. 16.1. Силы, действующие иа самолет прн вертикальном маневре
Рис. 16.1. Силы, действующие иа самолет прн вертикальном маневре
одну сторону, вследствие чего центростремительная сила станет равной сумме этих сил: Рцс = У+G cos 6. Увеличение центростремительной силы приведет к уменьшению радиуса кривизны траектории. Однако создание отрицательных перегрузок ограничено по величине и по времени, особенно при работе двигателя иа форсаже, поэтому на вертикальных маневрах отрицательные перегрузки используются сравнительно редко.
Значительной величины центростремительная сила достигает, если самолет находится в перевернутом положении (рис. 16.1, а). Здесь при положительной перегрузке п„ подъемная сила У и составляющая силы тяжести G cos 0 будут направлены в одну сторону и центростремительная сила станет равной Рцс = = У + О cos 0. 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.
траектории в(16.2)траектории в(16.2)ш =ш =V _ ^ og(ny± cos 0) г —У(м/с)V _ ^ og(ny± cos 0) г —У(м/с)(16.3)(16.3)
траектории в
(16.2)
траектории в
(16.2)
ш =
ш =
V _ ^ og(ny± cos 0) г —У(м/с)
V _ ^ og(ny± cos 0) г —У(м/с)
(16.3)
(16.3)
При вертикальном маневре радиус кривизны метрах определяется по формуле
У2 (м2/с2)g<ny-V cos 0) '
При определении радиуса траектории по этой формуле необходимо пользоваться следующим правилом. Если подъемная сила У и составляющая силы тяжести Geos© направлены в одну сторону (рис. 16.1, 6, г), то величины перегрузки и косинуса угла наклона траектории, входящие в формулу (J6.2), нужно складывать. Если У и Geos© действуют в противоположные стороны (рис. 16.1, а, б), то в знаменателе будет разность этих ВС- ЛИЧИН.
Отсюда следует вывод, что при одной и той же перегрузке радиус кривизны траектории зависит от положения самолета. Так, если перегрузка положительна, то радиус кривизны траектории при нормальном положении самолета будет больше, чем при перевернутом. Различие в радиусах тем больше, чем меньше величина перегрузки. При одной и той же истинной скорости и нулевом угле наклона траектории, если перегрузка иу = 3, го в нормальном 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 определяет радиус кривизны траектории. Необходимо учитывать направление силы тяжести самолета G или ее составляющей Geos©. 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 пи 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 только 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 определяется следующим выражением:
Правило определения величины, стоящей в круглых скобках, такое же, как и для определения радиуса траектории.
Остановимся на некоторых особенностях, имеющих существенное значение при выполнении вертикальных маневров.
На восходящих маневрах обычно уменьшается приборная скорость. В определенных ситуациях (при ошибках, а также в боевых условиях) при больших углах тангажа возможно падение скорости до значений, меньших эволютивной, указанной в инструкции летчику. Это требует правильных действий летчика по завершению маневра. Они основаны на следующем. Снижение приборной скорости до значений, меньших эволютивной, отождествляется с опасностью сваливания, однако известно, что приборная скорость сваливания независимо от положения самолета определяется нормальной перегрузкой пу:
(^"Рсвкан ~ ('/'пРсв)г. п ^ ^ 1
Например, если в горизонтальном полете сваливание происходит при скорости 250 км/ч, то при перегрузке му=0,25 оно произойдет при 1/пр = 250 /0,25 = 125 км/ч, а при пу = 4 —при Упр = ₽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 очень малых величин (например, в верхней точке петли Нестерова или при выводе из горки по прямой, отдачей ручки от себя). Во-вторых, при непроизвольной потере скорости летчик должен прежде всего обеспечить сохранение угла атаки в нормальных пределах (несколько единиц по указателю), не допуская скольжения и неконтролируемого отклонения рулей. Самолет в этом случае сам перейдет на нисходящую траекторию и начнет увеличивать скорость.
Таким образом, только приборная скорость еще не определяет сваливания. При интенсивном уменьшении скорости необходимо строго контролировать угол атаки. В этом отношении очень важным является использование указателя угла атаки. Если указателя угла атаки нет, то по мере падения скорости нужно уменьшать перегрузку до величин, меньших единицы. Ориентироваться на предупредительную тряску при малой приборной скорости во многих случаях нельзя, так как при небольшой скорости аэродинамическая тряска либо отсутствует, либо ввиду малой интенсивности незаметна. Наряду с контролем угла атаки нельзя допускать скольжения, удерживая шарик в центре, так как при скольжении срыв потока на крыле происходит на меньших углах атаки.
Рассмотрим влияние выпуска тормозных щиткбв на характеристики маневров.
На нисходящих маневрах для предотвращения чрезмерного увеличения скорости и опасности превышения ограничений по скорости иногда используются тормозные щитки. Кроме того, в связи с тем что при увеличенной скорости возрастает радиус кривизны траектории (при маневре с постоянной перегрузкой), выпуск тормозных щитков способствует уменьшению потери высоты при выводе 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 (Судоп) и становится меньше максимальной эксплуатационной.
Таким образом, влияние выпуска тормозных щитков на изменение высоты при маневре зависит от способа пилотирования. Если маневр выполняется с постоянной перегрузкой пу, то из-за уменьшения истинной скорости при выпуске тормозных щитков радиус траектории будет уменьшаться [формула (16.2)], следовательно, потеря высоты при маневре будет меньше.
Значительно слабее сказывается выпуск тормозных щитков на потере высоты при выполнении маневров с постоянным углом атаки, контролируемым по указателю. В этом случае a = const, а следовательно, и Cyesconst. Уменьшение истинной скорости приводит к падению перегрузки пу, что сопровождается незначительным ростом радиуса кривизны траектории и, следовательно, некоторым увеличением потери высоты при выводе из нисходящего маневра.
При выпуске тормозных щитков на нисходящей части маневра необходимо учитывать еще одно обстоятельство. Если маневр выполняется с большими перегрузками пу, то при малых углах наклона траектории даже при повышенных режимах работы двигателя 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 наклона траектории невелика.
Для выполнения некоторых фигур необходимо в процессе маневра осуществлять поворот на 180° вокруг продольной оси (выполнять полубочку). Если при этом мала приборная скорость и велики углы атаки, необходимо учитывать снижение эффективности 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 самолета возникает скольжение на опускающееся левое полукрыло'и, как следствие поперечной устойчивости, момент относительно продольной оси, действующий вправо. Так как эффективность элеронов на больших углах атаки и малой приборной скорости заметно падает, самолет кренится вяло. Для увеличения угловой скорости крена нужно устранить скольжение отклонением руля направления в сторону создаваемого крена, иначе говоря, выполнить координированный маневр. '
Целесообразно также при выполнении полубочки на малой скорости уменьшать угол атаки. Это, с одной стороны, увеличивает эффективность поперечного управления, а с другой — уменьшает поперечную устойчивость. .
Необходимо отметить, что при большой поперечной устойчивости даже небольшое скольжение приводит к заметным попереч-
ным моментам, которые при маневрах могут вызвать непреднамеренное 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 крылом изменяемой стреловидности необходимо учитывать следующие особенности.
Располагаемая нормальная перегрузка зависит от стреловидности крыла, так как допустимый коэффициент подъемной силы С определяющий эту перегрузку, зависит от положения крыла. Отличаться могут и значения максимальной эксплуатационной перегрузки я® при различных углах стреловидности. Кроме того, положение крыла влияет на максимально допустимую скорость, что ограничивает области скоростей выполнения вертикальных маневров.
Важным является следующее обстоятельство. Полное лобовое сопротивление самолета, складывающееся из профильного и вредного сопротивления Qo, а также из индуктивного сопротивления Qi, определяется при определенном режиме полета (высоте полета и числе М) углом стреловидности крыла и величиной перегрузки пу.
На дозвуковой скорости полета угол стреловидности крыла оказывает более существенное влияние на индуктивное сопротивление Qt, чем на профильное и вредное сопротивление Qo. При этом индуктивное сопротивление по мере уменьшения стреловидности крыла снижается. Вследствие этого на восходящих маневрах в дозвуковом диапазоне скоростей при максимальной стреловидности крыла скорость будет падать наиболее интенсивно. Наименьшее падение скорости будет наблюдаться при минимальной стреловидности крыла (при выполнении маневров в таком диапазоне скоростей, где не оказывается еще влияние сжимаемости воздуха). Однако волновой кризис при минимальной стреловидности крыла наступает раньше, при малых числах М. Поэтому с точки зрения более высокого уровня скоростей при выполнении вертикальных маневров целесообразно использование промежуточных углов стреловидности крыла.
В главе 5 описано явление, получившее название скоростного «подхвата». Оно может иметь место при выполнении вертикальных фигур пилотажа, когда в процессе маневра самолет тормозится от сверхзвуковой или околозвуковой скорости до дозвуковой при фиксированной ручке управления. Для предотвращения ско- 360
ростного «подхвата» необходимо при торможении до чисел М = = 1,04-0,8 прекратить выбирание ручки и быть готовым отдать ее от себя для парирования самопроизвольного увеличения перегрузки.
На потерю высоты при выполнении вывода из нисходящих фигур 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 благополучного завершения маневра. Положение усугубляется, если при наличии крена самолет вращается даже с небольшой угловой скоростью вокруг продольной оси, увеличивая крен. Поэтому для вывода из нисходящего маневра на малой высоте необходимо прежде всего устранить крен.
ПЕТЛЯ НЕСТЕРОВА И ПОЛУПЕТЛЯ
Петля Нестерова
Выполнение петли Нестерова в зависимости от типа самолета, подвесок, начальной скорости и высоты полета может осуществляться на форсажном либо на максимальном режиме работы двигателя. Ввод в петлю Нестерова производится созданием подъемной силы, в 4—6 раз превышающей силу тяжести самолета, т. е. с перегрузкой пу = 4ч-6. Такую перегрузку летчик создает в течение 2—4 с. Ограничение темпа увеличения перегрузки обусловлено различными факторами. Один из них состоит в том, что при таком темпе создания перегрузки летчику легче ее дозировать.
Увеличение подъемной силы приводит к возникновению центростремительной силы, равной в первой четверти петли Нестерова У—Geos О (рис. 16.2), и траектория искривляется вверх. При этом начинается уменьшение скорости по следующим причинам.
Во-первых, против движения направлена составляющая силы тяжести самолета GsinO (рис. 16.2).
Во-вторых, при создании перегрузки значительно возрастает лобовое сопротивление самолета за счет роста индуктивного, пропорционального квадрату перегрузки пу.
В-третьих, увеличение высоты сопровождается падением тяги двигателя.
Для поддержания примерно постоянной перегрузки необходимо 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-
струкцией летчику по началу или интенсивности аэродинамической тряски либо по указателю угла атаки.
При этом не следует допускать скольжения, так как на больших углах атаки вследствие роста поперечной устойчивости при скольжении возникают значительные моменты по крену, париро-
Рис. 16.2. Траектория петли Нестерова и силы, действующие на самолет
вание которых может быть затруднено из-за падения эффективности поперечного управления..
Во второй четверти петли Нестерова центростремительная сила равна (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 примерно постоянным углом атаки будет падать нормальная перегрузка пу.
Радиус кривизны траектории уменьшается главным образом из-за увеличения центростремительной силы за счет составляющей силы тяжести. Скорость самолета может начать увеличиваться еще до прохода верхней точки потому, что составляющая силы тяжести, 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 выполняться при различных режимах работы двигателя. При повышен- 362
Рис. 16.3. Изменение параметров движения самолета при выполнении петли Нестерова (пример)Рис. 16.3. Изменение параметров движения самолета при выполнении петли Нестерова (пример)
Рис. 16.3. Изменение параметров движения самолета при выполнении петли Нестерова (пример)
Рис. 16.3. Изменение параметров движения самолета при выполнении петли Нестерова (пример)
Ной тяге скорость на снижении будет увеличиваться более интенсивно, 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 полетного
Увеличение скорости во второй половине петли Нестерова и увеличение плотности воздуха при снижении приводят к тому, что перегрузка пу будет расти при выдерживании постоянного угла атаки или неизменном положении ручки управления.
Когда перегрузка достигнет величины, рекомендуемой инструкцией летчику, последующее выполнение петли Нестерова необходимо осуществлять примерно с постоянной перегрузкой.
В конце петли Нестерова, несмотря на про-
должающееся снижение,
наблюдается прекращение роста скорости и даже ее уменьшение. Это обусловлено тем, что составляющая силы тяжести, способствующая увеличению скорости, становится малой по величине, 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 рассматриваемого маневра.
Во второй и третьей четверти петли Нестерова угол атаки достигает 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 инструкциях 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.
Если на вводе в петлю Нестерова перегрузки пу больше рекомендуемых, то при подходе к верхней точке скорость может быть меньше обычной. Это объясняется ростом лобового сопротивления при увеличении перегрузки, вследствие чего, несмотря на уменьшение радиуса траектории, скорость успевает значительно уменьшиться.
Рис. 16.4. Начальные области выполнения петли Нестерова и полупетли
Малые перегрузки в первой четверти петли Нестерова приводят к растянутости траектории, большему изменению высоты полета, что также сопровождается чрезмерным падением скорости при подходе к верхней точке.
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 точке петли Нестерова.
Если увеличить начальную высоту по сравнению с предельной, то при небольшом ее превышении приборная скорость в верхней точке будет меньше эволютивной. Дальнейшее увеличение начальной высоты приведет вообще к невозможности выполнения рассматриваемого маневра.
Причина этого в следующем. На вводе в петлю Нестерова необходимо поддерживать перегрузку не менее п„=4ч-4,5. Для этого по мере роста высоты приходится увеличивать угол атаки, что возможно, если в начальный момент после создания перегрузки nv=44-4,5 коэффициент подъемной силы намного меньше допустимого значения, т. е. если имеется запас, который можно исполь- 364
ЗОвать. Чем больше Исходная высота, тем меньше этот запас, и на определенной высоте при создании перегрузки п^ = 4-5-4,5 коэффициент подъемной силы становится равным допустимому значению, т. е. Су = СУдс<п. В этом случае по мере искривления траектории вверх скорость полета и плотность воздуха будут уменьшаться, поэтому не удастся поддерживать перегрузку п,, =4 = 4,5. Она будет уменьшаться, что приведет к увеличению радиуса траектории, а следовательно, 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) соответствует постоянному числу М. Если начальные высоты будут находиться выше этой границы, то скорость ввода будет значительно превышать скорость звука. При этом, как известно, увеличиваются радиус кривизны траектории и запас центровки (фокус смещается назад), вследствие чего эффективности стабилизатора на некоторых самолетах недостаточно для создания необходимых перегрузок.
При работе двигателя на максимальном режиме области выполнения петли Нестерова сужаются (рис. 16.4), что обусловлено более интенсивным падением скорости на восходящей части маневра.
На форму петли Нестерова и изменение ее параметров оказывают 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 форсажного режима работы 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 торможения на вводе у самолета возникает тенденция к самопроизвольному росту перегрузки (скоростной «подхват»). Летчик должен быть готовым парировать это увеличение перегрузки.
Полупетля
Основная часть полупетли выполняется так же, как и восходящая часть петли Нестерова. При подходе к верхней точке летчик 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 значительное боковое уклонение самолета. Кроме того, уменьшение перегрузки сопровождается улучшением эффективности поперечного управления самолета, а также увеличением скорости. Как и на петле Нестерова, верхняя часть полупетли может выполняться с
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 предотвращается возникновение кренящих моментов, обусловленных повышенной поперечной устойчивостью на больших углах атаки.
Области скоростей и высот полета, при которых возможно выполнение полупетли, практически совпадают с областями скоростей и высот выполнения петли Нестерова.
На рис. 16.6 показано изменение параметров при выполнении полупетли. Выполнение маневра в данном случае имеет особенность. Летчик начал маневр на числе М, близком к единице. После 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. Произошел скоростной «подхват», обусловленный торможением от околозвуковой скорости полета до дозвуковой. Для его предотвращения летчику необходимо было при уменьшении числа М до определенной величины, как это обычно рекомендуется инструкцией, отдать ручку от себя. В данном случае летчик парировал «подхват» с некоторым опозданием.
При выполнении полупетли скорбеть в верхней точке по каким-либо причинам может оказаться меньше эволютивной. В этом 366 '
случае могут быть применены три метода завершения маневра.
Если скорость немного меньше эволютинной, то можно выполнить полубочку в верхней точке, но несколько более замедленную.
обратив осооое внимание на недопустимость скольжения и плавность работы рулями. При этом скорость может возрастать еще в процессе полубочки. При еще меньшей скорости в верхней точке следует продолжать выполнение петли, затем выполнить полубочку на нисходящей части петли после набора необходимой скорости. И наконец, если скорость в верхней точке очень мала, следует продолжать выполнять петлю (без полубочки), не допуская увеличения угла атаки до максимально допустимого значения. Самолет сам опустит нос, перейдет на нисходящую часть петли и увеличит скорость полета. Ни в коем случае не следует пытаться поворачивать самолет резкими и большими движениями ручки и педалей, так как это может привести к скольжению и последующему сваливанию.§ 16.3. ПЕРЕВОРОТТраектория переворота имеет форму, показанную наобратив осооое внимание на недопустимость скольжения и плавность работы рулями. При этом скорость может возрастать еще в процессе полубочки. При еще меньшей скорости в верхней точке следует продолжать выполнение петли, затем выполнить полубочку на нисходящей части петли после набора необходимой скорости. И наконец, если скорость в верхней точке очень мала, следует продолжать выполнять петлю (без полубочки), не допуская увеличения угла атаки до максимально допустимого значения. Самолет сам опустит нос, перейдет на нисходящую часть петли и увеличит скорость полета. Ни в коем случае не следует пытаться поворачивать самолет резкими и большими движениями ручки и педалей, так как это может привести к скольжению и последующему сваливанию.§ 16.3. ПЕРЕВОРОТТраектория переворота имеет форму, показанную наРис. 16.6. Изменение параметров при выполнении полупетли (пример) рис. 16.7. Вначале летчик пово
обратив осооое внимание на недопустимость скольжения и плавность работы рулями. При этом скорость может возрастать еще в процессе полубочки. При еще меньшей скорости в верхней точке следует продолжать выполнение петли, затем выполнить полубочку на нисходящей части петли после набора необходимой скорости. И наконец, если скорость в верхней точке очень мала, следует продолжать выполнять петлю (без полубочки), не допуская увеличения угла атаки до максимально допустимого значения. Самолет сам опустит нос, перейдет на нисходящую часть петли и увеличит скорость полета. Ни в коем случае не следует пытаться поворачивать самолет резкими и большими движениями ручки и педалей, так как это может привести к скольжению и последующему сваливанию.
§ 16.3. ПЕРЕВОРОТ
Траектория переворота имеет форму, показанную на
обратив осооое внимание на недопустимость скольжения и плавность работы рулями. При этом скорость может возрастать еще в процессе полубочки. При еще меньшей скорости в верхней точке следует продолжать выполнение петли, затем выполнить полубочку на нисходящей части петли после набора необходимой скорости. И наконец, если скорость в верхней точке очень мала, следует продолжать выполнять петлю (без полубочки), не допуская увеличения угла атаки до максимально допустимого значения. Самолет сам опустит нос, перейдет на нисходящую часть петли и увеличит скорость полета. Ни в коем случае не следует пытаться поворачивать самолет резкими и большими движениями ручки и педалей, так как это может привести к скольжению и последующему сваливанию.
§ 16.3. ПЕРЕВОРОТ
Траектория переворота имеет форму, показанную на
рачивает самолет на 180° вокруг продольной оси (выполняет полубочку), а затем осуществляет маневр в вертикальной плоскости, сходный с выполнением нисходящей части петли Нестерова.
Переворот требует от летчика выдерживания перегрузки пу, близкой в большинстве случаев к максимально допустимой на большей части переворота. Одной из особенностей выполнения переворота является то, что допущенная ошибка (увеличенная скорость ввода, уменьшенная высота ввода, недостаточная перегрузка в первой половине), как правило, не может быть исправлена и при выполнении переворота на малых высотах возможно возникновение опасной ситуации.
Рассмотрим подробнее особенности выполнения переворота.
Минимальные высоты и максимальные начальные значения скорости полета, с которых разрешено выполнение переворота, ограничены из условий безопасности (рис. 16.8). Если летчик выполняет 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 минимально 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 величины минимальная начальная высота выполнения фигуры становится больше, так как с увеличением скорости увеличивается радиус траектории, несмотря на большую возможную перегрузку.
Используемый режим работы двигателя при выполнении переворота зависит от истинной скорости (числа М) ввода в переворот. *
До определенной начальной скорости (числа М) ввода возможно выполнение переворота при различных режимах работы двигателя, вплоть до форсажного. Этому обычно соответствуют дозвуковые скорости.
Начиная с определенного числа М выполнение переворота на максимальном режиме работы двигателя возможно, но для пре- 368 '
дотвращения интенсивного увеличения скорости необходимо выпускать 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
Рис. 16.8. Начальные области выполнения переворота
скорости, нельзя допускать чрезмерного увеличения скорости при выполнении переворота, так как запаса высоты может не хватить для выполнения маневра. Вследствие этого переворот на сверхзвуковой скорости необходимо выполнять при работе двигателя на малом газе (полетном малом газе), а в ряде случаев и с выпущенными тормозными щитками. Если на сверхзвуковой скорости начиная с определенных чисел М перевод двигателя на режим малого газа не 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, близкие к допустимым (определяются по началу тряски или по ука-
зателю угла атаки). Перегрузка пу при этом сравнительно невелика. По мере увеличения скорости на снижении и выдерживании угла атаки перегрузка будет расти. Ее величину необходимо контролировать, не допуская превышения ^ • При таком выполнении переворота (при данной начальной скорости) потеря высоты минимальна. Это вызвано, тем, что при движении с Су или ^у вел'ичина центростремительной силы, искривляющей траекторию, максимальна, а скорость по траектории наименьшая по сравнению с другим способом пилотирования.
Ввод в переворот на околозвуковом числе М (М = 0,8-ь0,9) вносит особенности в выполнение фигуры, особенно при работе двигателя на повышенных режимах. Не следует допускать увеличения числа М больше 0,85—0,9, так как увеличение числа М вызывает смещение аэродинамического фокуса назад, что сопровождается ростом устойчивости по перегрузке. Известно, что чем больше устойчивость по перегрузке, тем большее отклонение стабилизатора требуется для создания заданного угла атаки. Положение усугубляется в том случае, когда система управления выполнена так, что максимальное отклонение стабилизатора при полном отклонении ручки управления уменьшается с увеличением приборной скорости и остается малым при сверхзвуковой скорости? В этом случае переворот будет сопровождаться значительной потерей высоты как вследствие большой истинной скорости, так и из-за меньшей перегрузки. Не допустить превышения указанного числам можно, если после поворота самолета вокруг продольной оси без задержки энергично создать перегрузку «„ = 54-6 и выпустить тормозные щитки.
Естественно, что такая перегрузка может быть создана при определенной приборной скорости. Большая перегрузка вызывает значительное увеличение лобового сопротивления за счет индуктивной составляющей. Выпущенные тормозные щитки также приводят 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 увеличивается, то РУД нужно перевести в положение полетного малого 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 щитках) самолет тормозится, скорость уменьшается от сверхзвуковой до дозвуковой. При проходе околозвуковой зо!ны с уменьшением скорости наблюдается скоростной «подхват», сопровождающийся ростом перегрузки. Для предотвращения скоростного «подхвата» необходимо при торможении самолета от сверхзвуковой скорости до дозвуковой несколько уменьшать тянущие усилия и быть готовым парировать увеличение перегрузки.
ГОРКА
Траектория горки состоит из участков ввода, прямолинейного полета и вывода (рис. 16.9). Горка обычно выполняется да повышенных режимах работы двигателя для максимального набора высоты и сохранения достаточной скорости.
В отличие от петли Нестерова и полупетли не всегда требуется выдерживание больших перегрузок на вводе, таи как достижение заданного угла горки возможно при вводе с различными
Рис. 16.9. Траектория горки (вывод из горки без крена)
перегрузками. Однако малые перегрузки приводят к большим радиусам траектории ввода, вследствие чего ввод в горку осуществляется вяло и сопровождается значительным увеличением высоты полета, а прямолинейный участок горки значительно сокращается.
Перевод самолета в прямолинейный полет следует начинать не доходя 3—5° до желаемого значения угла горки, контролируя постоянство угла горки по указателю авиагоризонта. В горизонтальном полете перед началом ввода в горку желательно установить нулевой угол тангажа кремальерой авиагоризонта. На прямолинейном участке горки перегрузка ny = cos0.
Так, например, при горке с углом наклона траектории 60° перегрузка ny=cos 60° = 0,5.
Вывод из горки осуществляется одним из следующих способов: без крена, двумя поворотами на 180° вокруг продольной оси (двумя полубочками) и разворотом.
При выводе из горки без крена (по прямой) получить большую центростремительную силу нельзя, поэтому вывод из крутой горки этим способом получается затянутым.
Наиболее быстрый вывод из горки достигается двумя полубочками (рис. 16.10). В конце прямолинейного участка после поворота на 180° вокруг продольной оси летчик может создать максимально допустимую перегрузку для данного режима, а после выхода в горизонтальный полет выполнить вторую полубочку. При
таком способе вывода из горки сохраняется Первоначальное направление полета.
Рис. 16.10. Траектория горки (вывод из горки двумя полубочками)Рис. 16.10. Траектория горки (вывод из горки двумя полубочками)
Рис. 16.10. Траектория горки (вывод из горки двумя полубочками)
Рис. 16.10. Траектория горки (вывод из горки двумя полубочками)
Вывод из горки разворотом также происходит энергичнее, чем вывод без крена. На рис. 16.11 показано положение самолета приВывод из горки разворотом также происходит энергичнее, чем вывод без крена. На рис. 16.11 показано положение самолета приРис. 16.11. Силы, действующие на'самолет при выводе из горки разворотомРис. 16.11. Силы, действующие на'самолет при выводе из горки разворотом
Вывод из горки разворотом также происходит энергичнее, чем вывод без крена. На рис. 16.11 показано положение самолета при
Вывод из горки разворотом также происходит энергичнее, чем вывод без крена. На рис. 16.11 показано положение самолета при
Рис. 16.11. Силы, действующие на'самолет при выводе из горки разворотом
Рис. 16.11. Силы, действующие на'самолет при выводе из горки разворотом
выводе из горки разворотом. Центростремительная сила, действующая в этом случае в вертикальной плоскости, равна Geos©— — У cosy (при угле крена у<90°). Если создать крен больше 90°, 372
то центростремительная сила будет равна сумме сил Geos© и У cos у. Разворот самолета осуществляется под действием силы ysiny. Вывод из горки разворотом сопровождается изменением направления движения.
Рис. .16.12. Изменение параметров при выполнении крутой горки (пример)
На рис. 16.12 показана запись изменения параметров при выполнении крутой горки (угол горки равен 60°). Вывод из горки выполнен двумя полубочками. Это видно -по закону изменения угловой скорости вращения по крену сох. Вначале на 73-й секунде летчик начал поворачивать самолет на 180° вокруг продольной оси влево, о чем свидетельствует отрицательный знак угловой скорости Юх, а в конце горки выполнил полубочку противоположного направления.
ПИКИРОВАНИЕ
Траектория пикирования состоит из участков ввода, прямолинейного полета и вывода (рис. 16.13).■
Ввод в пикирование (так же как и вывод из горки) осуществляется одним из следующих способов: без крена, двумя-поворотами на 180° вокруг продольной оси (двумя полубочками) и разворотом.
Промежуточным между этими последними двумя способами является ввод полупереворотом. Ввод двумя полубочками или разворотом уменьшает участок ввода, позволяет быстрее перейти к прямолинейному участку пикирования. Чаще всего применяется метод ввода в пикирование разворотом, так как он облегчает поиск и выбор цели при атаке. При этом чем больше угол крена (до 90°)> тем пр'и той же перегрузке интенсивнее ввод в пикирование и изменение курса.
На прямолинейном участке перегрузка ny=cos@.
При крутом пикировании для предотвращения чрезмерного увеличения скорости необходимо уменьшить тягу двигателя, а в случае необходимости выпустить тормозные щитки. Однако при этом следует учитывать, что при выводе из пикирования с большими перегрузками скорость может интенсивно уменьшаться. .
Ответственным этапом пикирования, особенно если оно выполняется на небольших высотах, является вывод. Чем больше нормальная перегрузка пу, тем меньше потеря высоты при выводе из 374
пикирования. Не следует допускать крена, так как это приводит к увеличению потери высоты на выводе.
Приближенно потерю высоты при выводе из пикирования можно оценить следующим образом.
Предположим, что вывод производится с постоянной перегрузкой пу. В начале вывода самолет пикировал с углом 0О, находился на высоте Но, скорость его была Vo (точка а на рис. 16.14). Полагаем, что истинная скорость и радиус траектории при выводе изменяются незначительно, так что их можно принять постоянными. Тогда, ка« видно из рис. 16.14, потеря высоты при выводе
kH=H0 — HK = r — rcos0o=r(l — cos 0О).
Радиус траектории
Г gC^-cos0cp) ^_COS^>J’ поэтому '
Vo(l-cos©0)
А^=-~7®й‘
BWmWWWW^WWAWWSf
Рис. 16.15. «Просадка» самолета при выводе из пики рования
Рис.. 16.16. Изменение параметров при выполнениипикирования
При пологом пикировании (0^30°) потеря высоты в метрах на вывод может быть определена по формуле
дуу
где Vy — вертикальная скорость перед началом вывода.
Пример. Перед началом вывода с перегрузкой пи = Ъ вертикальная скорость была равна 200 м/с. Потеря высоты равна
№ =№ =20022-9,81 (5 — 1)20022-9,81 (5 — 1)500 м.500 м.
№ =
№ =
2002
2-9,81 (5 — 1)
2002
2-9,81 (5 — 1)
500 м.
500 м.
При пологом пикировании потеря высоты при выводе зависит только от вертикальной скорости и перегрузки.
Существует распространенное понятие — «просадка» самолета при выводе из пикирования. Оно возникло на том основании, что при выводе из пикирования у летчика может появиться ложное представление, будто самолет должен закончить вывод из пикирования, а он продолжает терять высоту. Такое представление вызвано следующими обстоятельствами. Вывод из пикирования осуществляется с положительным углом атаки. Величина его может 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 закончен 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 разворотом. Пикирование выполнено при положении РУД на малом газе. На большей части пикирования приборная скорость увеличивается, при выводе из пикирования — уменьшается, что обусловлено увеличением лобового сопротивления при создании перегрузки.
ГЛАВА 17
МАНЕВРИРОВАНИЕ
ПО ПРОСТРАНСТВЕННЫМ ТРАЕКТОРИЯМ
УСЛОВИЯ И ОСОБЕННОСТИ ВЫПОЛНЕНИЯ МАНЕВРОВПО ПРОСТРАНСТВЕННЫМ ТРАЕКТОРИЯМ
В отличие от маневров в горизонтальной и вертикальной плоскостях выполнение маневров по пространственным траекториям сопровождается рядом особенностей, которые влияют на качество 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 вырабатывает чувство управления самолетом. *
Во-вторых, выполнение маневров по пространственным траекториям предъявляет повышенные требования к способности определять положение самолета на различных участках фигур пилотажа, т. е. к пространственной ориентировке. По своим ощущениям летчик не может определить, где находится земля. При положительной 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 резким отклонением рулей могут привести к неконтролируемым реакциям самолета. Так, у некоторых самолетов при больших углах атаки дача ноги и возникающее при этом скольжение могут привести к энергичному кренению самолета, что обусловлено повышенной поперечной устойчивостью.
Пространственные маневры в отличие от горизонтальных и вертикальных характеризуются тем, что искривление траектории 378
в проекции на горизонтальную плоскость сопровождается одновременным изменением высоты полета. Такое движение обеспечивается определенным сочетанием величин нормальной перегрузки и угла крена.
Проекция траектории
Рис. 17.1. Схема пространственной траектории
Пространственный маневр удобно анализировать, рассматривая траекторию в плоскости развертки и искривление плоскости развертки (рис. 17.1). Плоскость 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 развертки больше составляющей силы тяжести, т. е. У cos т> 6 cos 6.
Отсюда следует, что нормальная перегрузка п„ связана с углом крена г и углом наклона траектории 0 следующим соотношением:
. COS0-
п., >•
cos 7
Вторая составляющая У sin 7 (рис. 17.2, б) «закручивает» траекторию в горизонтальной плоскости. Чем больше угол крена при одной и той же нормальной перегрузке, тем интенсивнее «закручивается» траектория в горизонтальной 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 изменению 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 показаны силы, действующие на самолет при углах крена меньше 90°. Для искривления траектории необходимо, чтобы составляющая силы тяжести G cos 0 была больше проекции подъемной силы У cos у (рис. 17.3, а). Разность этих сил С cos 0—У cos у является силой, искривляющей траекторию в плоскости раз-
вертки. Нормальная перегрузка при этом определяется следующим неравенством:
Рис. 17.2. Силы, действующие на самолет при выполнении пространственного маневра (угол наклона траектории 0 увеличивается)Рис. 17.2. Силы, действующие на самолет при выполнении пространственного маневра (угол наклона траектории 0 увеличивается)
Рис. 17.2. Силы, действующие на самолет при выполнении пространственного маневра (угол наклона траектории 0 увеличивается)
Рис. 17.2. Силы, действующие на самолет при выполнении пространственного маневра (угол наклона траектории 0 увеличивается)
Так как проекции сил на вертикальную плоскость G cos 0 и У cos у направлены в противоположные стороны, искривление траектории в плоскости развертки происходит вяло.
Рис. 17.3. Силы, действующие на самолет при выполнении пространственного маневра с креном менее 90° (угол наклона траектории 0 уменьшается)Рис. 17.3. Силы, действующие на самолет при выполнении пространственного маневра с креном менее 90° (угол наклона траектории 0 уменьшается)Вид по АВид по А
Рис. 17.3. Силы, действующие на самолет при выполнении пространственного маневра с креном менее 90° (угол наклона траектории 0 уменьшается)
Рис. 17.3. Силы, действующие на самолет при выполнении пространственного маневра с креном менее 90° (угол наклона траектории 0 уменьшается)
Вид по А
Вид по А
Увеличение центростремительной силы в этом случае достигается созданием отрицательной перегрузки. Однако увеличивать отрицательную перегрузку можно в ограниченных пределах как по величине, так и по времени. Кроме тога, необходимо учитывать, что, например, при правом крене, меньшем 90°, и отри-
дательной перегрузке самолет будет разворачиваться влево. В связи с этим выполнение пространственного маневра осуществляется с положительными перегрузками.
Если при данном угле крена увеличивать положительную нормальную перегрузку, то искривление траектории в проекции на горизонтальную плоскость увеличится, однако из-за уменьшения разности сил Geos® и У cos у самолет медленнее будет выходить в горизонтальный полет. Поэтому, когда траектория обращена выпуклостью вверх, более быстрый выход в горизонтальный полет достигается увеличением угла крена.
Bud по ЛBud по ЛРис. 17.4. Силы, действующие на самолет странственного маневра с креном более 90“ рии ® уменьшается)Рис. 17.4. Силы, действующие на самолет странственного маневра с креном более 90“ рии ® уменьшается)при выполнении про- (угол наклона траекто-
Bud по Л
Bud по Л
Рис. 17.4. Силы, действующие на самолет странственного маневра с креном более 90“ рии ® уменьшается)
Рис. 17.4. Силы, действующие на самолет странственного маневра с креном более 90“ рии ® уменьшается)
Интенсивнее всего траектория искривляется в плоскости развертки при крене больше 90° (рис. 17.4). Здесь проекции силы тяжести G cos 0 и подъемной силы У cosy направлены в одну сторону. Поэтому если увеличивать перегрузку, то одновременно происходит более интенсивней искривление траектории как в плоскости развертки, так и в проекции на горизонтальную плоскость.
Выполнению пространственных маневров овойстненны особенности, которые наблюдаются и при выполнении горизонтальных и вертикальных маневров: скоростной «подхват», «подхват», увеличенная поперечная устойчивость и др. Эти особенности необходимо учитывать при маневрировании.
Следует специально остановиться на особенностях пилотирования, когда при выполнении пространственных маневров происходит интенсивное падение скорости полета. Обычно это бывает на восходящих маневрах. Целесообразно (на восходящем маневре) продолжать выполнение маневра в перевернутом положении. Если крен был менее 180°, необходимо увеличить угол крена до 180°. Угол атаки следует контролировать по указателю, поддерживая его величину порядка нескольких единиц (нормальная перегрузка пу должна быть положительной). Если при интенсивном падении скорости устранить крен, переведя самолет в нормальное положение, то это приведет к еще более значительному падению скорости, так как при положительной перегрузке пу вывод самолета в горизонтальный полет будет вялым.
После анализа некоторых особенностей и условий выполнения пространственных маневров перейдем к рассмотрению отдельных фигур пилотажа. Необходимо отметить, что боевое маневрирование не состоит только из классических фигур пилотажа. Оно включает в себя элементы отдельных фигур. Кроме того, отдельные фигуры пилотажа искажаются, что обусловлено условиями боевого применения.
Умение правильно выполнить 'так называемые классические пространственные маневры необходимо для уверенного боевого пространственного маневрирования. Это является обязательной составной частью подготовки мастера воздушного боя и характеризует высокое летное мастерство летчика.
КОСАЯ ПЕТЛЯ. ПОЛУПЕРЕВОРОТ .
Траектория косой петли расположена в одной плоскости, наклоненной к плоскости горизонта под углом ф (рис. 17.5). Техника ее выполнения представляет собой сочетание техники вы
полнения виража и петли Нестерова. При этом выполнение косой петли ближе к выполнению неустанОви1вшегося виража, чем петли Нестерова, в следующем смысле. ■
Для выполнения петли Нестерова требуются нейтральные положения педалей и ручки по крену. Возможные отклонения педалей и ручки по крену обусловлены необходимостью устранения возникающих по каким-либо причинам скольжения и крена.
На правильном вираже педали отклонены, ручка по крену находится практически в нейтральном положении.
При выполнении косой петли требуются как отклонения педалей, 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 уяснить эти особенности, необходимо проанализировать силы, действующие на самолет в различных точках косой петли.
В дальнейшем будем рассматривать левую косую петлю. Естественно, что все закономерности справедливы и для правой 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 соответствуют точки 1 и 3).
Составляющая силы тяжести Осоэф, действующая перпендикулярно плоскости косой петли, стремится вывести самолет из наклонной плоскости. Чтобы этого не произошло, указанную состав-
управлению на вираже. Для того чтобыуправлению на вираже. Для того чтобыРис. 17.6. Силы, действующие на самолет при выполнении косой петлиРис. 17.6. Силы, действующие на самолет при выполнении косой петлиляющую силы тяжести необходимо уравновесить. Уравновешивание достигается составляющей подъемной силы У cos 8 (рис. 17.6).
управлению на вираже. Для того чтобы
управлению на вираже. Для того чтобы
Рис. 17.6. Силы, действующие на самолет при выполнении косой петли
Рис. 17.6. Силы, действующие на самолет при выполнении косой петли
При отсутствииПри отсутствиискольжения должно выполняться следующее
При отсутствии
При отсутствии
равенство сил:равенство сил:К cos 8 = G cos ф.К cos 8 = G cos ф.(17.1)(17.1)где 8 — угол между подъемной силой и перпендикуляром к плоскости косой петли, т. е. угол между плоскостью крыла и плоскостью петли. В нижней точке фигуры 8=у+ф, а в верхней 8= =у—ф (у.—угол крена).
равенство сил:
равенство сил:
К cos 8 = G cos ф.
К cos 8 = G cos ф.
(17.1)
(17.1)
Из выражения (17.1) получим связь между нормальной перегрузкой и углами ф и 8, обеспечивающую выполнение косой петли в одной плоскости;
л -£214 (17.2)
У cos 8 ' '
При повороте траектории на угол 90 и 270° (точки 2 и 4 на рис. 17.5) составляющая силы тяжести Ссозф уравновешивается составляющей подъемной силы У cos у. На рис. 17.7 показаны
Рис. 17.7. Силы, действующие на самолет при повороте траектории на 90” при выполнении косой петлиРис. 17.7. Силы, действующие на самолет при повороте траектории на 90” при выполнении косой петли
Рис. 17.7. Силы, действующие на самолет при повороте траектории на 90” при выполнении косой петли
Рис. 17.7. Силы, действующие на самолет при повороте траектории на 90” при выполнении косой петли
силы, действующие на самолет при повороте траектории на угол 90°. Здесь, так же как и при повороте траектории на угол 270°, между перегрузкой и углами ф и у должно выполняться соотношение
cos ф=1.У cos 7
Искривление траектории осуществляется в нижней части фигуры разностью сил У sin 8—G sin ф, в верхней точке — суммой сил У sin 8 + + Озшф, а при углах поворота траектории 90 и 270°— составляющей подъемной силы У sin у.
В табл. 17.1 даны потребные углы крена в зависимости от угла наклона петли и перегрузки в нижней 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 лУвв =5), а для косой петли с углом наклона ф=30° угол крена должен быть равен 50° (при той же перегрузке).
Таблица 17.1
Точки косой петли
Перегрузка п
У
Потребный угол крена у при угле наклона петли ф
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 маневров.
Наклоним мысленно плоскость косой петли до горизонтального 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).
Начало и конец косой петлиНачало и конец косой петлиРис. 17.8. Изменение угла 8 на косой петлеРис. 17.8. Изменение угла 8 на косой петле
Начало и конец косой петли
Начало и конец косой петли
Рис. 17.8. Изменение угла 8 на косой петле
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 самолет 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 5 — это угол между плоскостью косой петли и плоскостью крыла. Если сравнивать косую петлю и вираж, то угол 8 является как бы эквивалентом угла крена, но относительно плоскости выполнения фигуры пилотажа.
Рассмотрим потребное изменение угла 5 при выполнении косой петли. Так как в начале и конце маневра 8=у + ф, а в верхней точке 8=т—ф, используя значения, приведенные в табл. 17.2, можно получить потребные величины угла 8 в зависимости от перегрузок и углов наклона плоскости косой петли.
Таблица 17.2
Точки косой петли
Перегрузка п
V
Потребный угол 6 при угле наклона косой петли ф
30
45
60
75
Нижняя
5
80
82
84
87
6
82
83
85
88
2
64
69
76
83
Верхняя
3
73
76
80
85
4
78
80
83
86
Проанализируем полученные данные. Когда перегрузка в верхней точкё меньше, чем при вводе, угол 8 в верхней точке меньше, чем в начале и конце маневра. Различие между этими величинами тем больше, чем меньше перегрузка 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 режимам при выполнении петли Нестерова.
Ввод в косую петлю осуществляется увеличением перегрузки nv 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 петли вначале необходимо контролировать угол атаки, а по мере увеличения скорости —перегрузку.
Управление самолетом по крену должно осуществляться следующим образом.
На восходящей части, когда поддерживается постоянная перегрузка п.у, ручка по крену должна быть нейтральна. При этом крен будет увеличиваться за счет пространственности траектории. При уменьшении перегрузки пу вследствие падения скорости и роста высоты полета ручку по крену необходимо слегка отклонить для левой петли вправо, а для правой петли влево. Это необходимо для того, чтобы крен в верхней точке петли не превышал необходимой величины. Если при уменьшении перегрузки ручку 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 виража с уменьшающимся углом крена. Потребное перемещение ручки зависит от угла наклона петли и разницы перегрузок в начале 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. отклонение ручки должно быть таково, чтобы крен изменился на 18°, а при таких же перегрузках и угле наклона петли 75° — на 5° (потребное изменение угла крена равно раэностй 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 управления самолетом при этом рассмотрены при анализе горизонтальных и вертикальных маневров.
386 ’ '
На нисходящей части петли, когда перегрузка пу растет, ручку по крену необходимо незначительно отклонить внутрь петли, т. е. при левой петле влево, а при правой петле вправо. Такое отклонение ручки выполняется летчиком, когда выдерживание траектории в одной плоскости осуществляется визуально. При ограниченной видимости выдержать траекторию в одной плоскости сложно, так как потребные отклонения ручки по крену на отдельных участках косой петли невелики. В связи с этим на нисходящей части косой петли чрезмерное отклонение ручки по крену внутрь петли может привести к входу в спираль. Если на нисходящей части косой петли ручку по крену не отклонять, траектория выйдет из плоскости, однако при этом будет предотвращен вход самолета в спираль.
При подходе к нижней точке плавным движением ручки нужно уменьшить одновременно крен и перегрузку. При первых тренировках целесообразно устранить вначале крен, а затем уменьшать перегрузку.
Полупереворот выполняется так же, как вторая половина косой петли. Ввод в полупереворот может осуществляться при тех же начальных значениях скорости и высоты, при которых выполняется переворот, однако необходимо учитывать, что при большом угле наклона плоскости полупереворота к линии горизонта скорость будет увеличиваться менее интенсивно. Для ввода в полупереворот 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.
БОЕВОЙ РАЗВОРОТ. СПИРАЛЬ
В настоящее время в основном используются два способа выполнения 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 конце 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 вертикальную плоскость У cosy направлены в противоположные стороны (рис. 17.9, а, б). Поэтому нормальная перегрузка пу в последней трети боевого разворота близка к единице.
Можно сократить время маневра, выполняя его по методу косой петли (рис. 17.9, а, е).
Уменьшение времени обусловлено тем, что во второй половине маневра (рис. 17.9, в) сила тяжести G и проекция подъемной силы на вертикальную плоскость У cos у направлены в одну сторону — центростремительная сила увеличивается, и самолет быст- 387
рее переходит в горизонтальный полет. Однако при тех же начальных условиях прирост высоты будет меньше, чем в классическом боевом развороте. Техника пилотирования при выполнении боевого разворота по методу косой петли близка к выпол-
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 лежала в одной плоскости.
Для выполнения боевого разворота по методу косой петли необходимо накренить самолет в сторону боевого разворота и увеличить нормальную перегрузку пу до 4—6. После того как самолет накренится на заданный угол, нужно 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 выполнения боевого разворота в минимальное время следует поддерживать значительную перегрузку, контролируя выход на недопустимые углы атаки по тряске, покачиваниям самолета или по указателю угла атаки. При приближении угла разворота к 180° плавным движением ручки управления необходимо уменьшить угол крена до нулевого.
Чем больше начальный угол крена при вводе в боевой разворот по методу косой петли, тем меньше будет прирост высоты и больше боковое уклонение.
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 восходящей и нисходящей. Рассмотрим нисходящую спираль, выполненную с задросселированным двигателем. На рис. 17.10, а пока-
Рис. 17.Г0. Траектория спирали и силы, действующие на самолет
ваны радиус спирали rCD 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 развертки обеспечивается равенством проекций подъемной силы У cos у на плоскость развертки и составляющей силы тяжести Gcos0, т. е. У cos у = G cos 8. Отсюда следует, что на спирали имеется вполне определенное соотношение между нормальной перегрузкой /гу, углом крена у и углом наклона траектории: '
cos®
У cos 7
Потеря высоты за один виток спирали, выполняемой без тяги двигателя с постоянной скоростью, зависит от угла крена и величины скорости. Если скорость на спирали близка к наивыгоднейшей Внв, соответствующей максимальному аэродинамическому качеству, то потеря высоты за один виток будет минимальна при угле крена, равном 45°.
При выводе самолета из спирали 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 cos у, выводящая самолет из снижения, будет увеличиваться незначительно и самолет будет входить в более крутую спираль.
БОЧКА
Бочка относится к фигурам сложного пилотажа, а замедленная бочка, полуторная и многократная горизонтальная и восходящая, относится к фигурам высшего пилотажа. Бочки используются как самостоятельный вид маневра, а также как связующее движение при переходе от одного вида маневра к другому. В этом случае обычно выполняется не полная бочка, а только часть ее.
Бочки делятся на два вида: штопорные и управляем ы е. На большинстве самолетов (за исключением спортивных) выполнение штопорных бочек не разрешается по условиям безопасности полета.
Рассмотрим только управляемые бочки, которые делятся на два вида: быстрые, 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 нормальная перегрузка пу и боковая перегрузка пг знакопеременны.
Это означает, что в процессе вращения самолета вокруг продольной оси циклически будут изменяться углы атаки и скольжения 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 продольной оси с угловой скоростью 25—35 град/с нормальная перегрузка все время положительна, скольжение отсутствует — шарик в центре. Траектория рассматриваемого маневра имеет спиральную форму и может выполняться с горизонтального полета. В этом случае в конце маневра высота полета будет меньше начальной. 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 указанного маневра на примере.
На рис. 17.11 показана траектория фигуры пилотажа, выполненной на До = 2ООО м при ЕПр = 700 км/ч (вид сзади). Здесь Д// — изменение высоты в процессе маневра, 2 —боковое уклонение. На этом же рисунке приведен закон изменения нормальной перегрузки. Перед выполнением бочки летчик увеличил угол тангажа так, что угол наклона траектории © стал равным 10°. После этого диагональным 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 увеличилась главным образом из-за того, что самолету предвари- 390
тельно была сообщена вертикальная скорость. Кроме того, росту высоты способствовало превышение составляющей подъемной силы Уcosy над силой тяжести G.
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 выполнении фигуры уменьшилась. После 4-й секунды, когда угол крена стал больше 90°, составляющая подъемной силы У cos у направлена совместно с силон 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 У cos у, направленные в одну сторону, действовали в сторону
уменьшения прироста высоты. Вторая составляющая подъемной силы У sin у в течение 6.с препятствовала росту бокового смещения. В конце маневра («а тринадцатой секунде) вращение пре-
Рис. 17.12. Влияние начального угла наклона траектории управляемой бочки на форму ее траектории
кратилось, но, так как летчик начиная с девятой секунды уменьшал нормальную перегрузку, после прекращения вращения самолет снижался с некоторой вертикальной скоростью.
На изменение высоты полета оказывает существенное влияние начальная вертикальная скорость. Если бы законы изменения перегрузки и угла крена были такие же, как и в предыдущем случае, но летчик не создавал бы дополнительный угол тангажа перед началом маневра, конечная высота полета существенно отличалась бы от начальной.
На рис. 17.12 показаны траектории двух управляемых бочек (вид сзади).
Одна из них (0=10°) была рассмотрена выше (рис. 17.11). Вторая выполняется с горизонтального полета (0 = 0°).
Видно, что, если перед началом выполнения бочки летчик не создал дополнительный тангаж, конечная высота существенно отличается от начальной.
В рассмотренной выше фигуре пилотажа, выполняемой в отличие от классической бочки с положительными- перегрузками пу= 1-7-2, характерным является значительное изменение высоты полета и относительно большое боковое уклонение. Возможно выполнение маневра, близкого к рассмотренному, но отличающегося тем, что в процессе вращения вокруг продольной оси выдерживается примерно постоянная перегрузка лу = 2,0 и больше. В этом случае изменение высоты полета и боковые уклонения будут еще более значительными.
ГЛАВА 18
НЕКОТОРЫЕ ОСОБЕННОСТИ УПРАВЛЕНИЯСАМОЛЕТОМ ПРИ БОЕВОМ ПРИМЕНЕНИИ
ОБЩИЕ ЗАМЕЧАНИЯ ОБ УПРАВЛЕНИИ САМОЛЕТОМПРИ 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 пособиях по боевому применению самолетов. В данной главе будут рассмотрены только некоторые особенности управления самолетом при боевом применении, связанные с практической аэродинамикой.
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 стреловидностью, то важно знать изменение этих свойств в зависимости от положения крыла.
Умение выбрать оптимальные для данных конкретных условий маневр и режим полета очень важно для достижения успеха. Тан, например, при ведении воздушного боя необходимо исходить из следующих основных принципов:
— вести бой в наивыгоднейшем для своего самолета диапазоне высот и скоростей полета;
стремиться к достижению в ходе боя превосходства над противником по взаимному расположению самолетов и их уровню энергии; ,
экономно расходовать топливо.
Реализация этих принципов невозможна, если летчик плохо знает летно-технические данные самолета противника, его сильные и слабые стороны.
При боевом применении выполняются типовые маневры, рассмотренные в главах 15—17, или их элементы в различных сочетаниях.
У самолетов с изменяемой стреловидностью крыла в зависимости от характера выполняемой задачи рекомендуется применять три положения стреловидности крыла: малую, среднюю и 394
большую. При этом нужно четко знать основные ограничения самолета и особенности пилотирования для каждого положения крыла.
Самолет при малой стреловидности крыла по аэродинамическим особенностям практически соответствует дозвуковому самолету, поэтому допустимое число М полета обычно ограничено величиной 0,8—0,85. Наблюдающееся снижение в таком положении крыла его жесткости и прочности требует введения ограничений по приборной скорости полета и перегрузке п^.
Малая стреловидность применяется в том случае, когда полет выполняется на умеренных скоростях и требуется большое аэродинамическое качество. Такие маневры, как петля Нестерова, переворот, 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 форсажа.
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 обычно позволяют более точно пилотировать самолет, а летчик лучше «чувствует» управление. В то же время допустимые число М и приборная скорость полета существенно больше, чем при малой стреловидности. При средней стреловидности несколько лучше обзор из кабины самолета вследствие уменьшения углов атаки по сравнению с большой стреловидностью. Поэтому в качестве пилотажного варианта положения крыла обычно рекомендуется средняя стреловидность. Большая стреловидность при пилотаже может применяться в тех случаях, когда обстановка требует выхода при маневре на приборные скорости, недопустимые для средней стреловидности.
Иногда вводится ограничение числа М полета при выполнении некоторых маневров. Выполнение маневров в трансзвуковом диапазоне скоростей полета (М = 0,85-ь 1,1) характеризуется резким изменением устойчивости по перегрузке и скорости, потребных отклонений ручки управления и усилий на ней на единицу перегрузки. Так, выполнение эволюций в вертикальной плоскости на числах М>1 требует повышенного расхода ручки управления и больших тянущих усилий, а на высотах более 4000—5000 м для создания перегрузки более 5 на некоторых самолетах ручка выбирается практически полностью на себя, в то время как при М<0,9 потребные отклонения ручки и усилия на ней значительно меньше.
Изменение устойчивости и потребных отклонений ручки управления и усилий на единицу перегрузки в трансзвуковом диапазоне скоростей полета может привести при выполнении маневра с торможением" от М = 1,1 до М = 0,85 к самопроизвольному увеличению перегрузки — скоростному «подхвату». Темп самопроизвольного увеличения перегрузки («подхвата») зависит:
от величины запаса устойчивости по перегрузке и характера ее изменения; .
от темпа торможения самолета в процессе маневра;
от величины начальной перегрузки.
Величина самопроизвольного увеличения перегрузки зависит также от быстроты реакции и точности действий летчика по парированию «подхвата». Излишне резкие движения ручкой управления на некоторых самолетах могут привести к его раскачке.
Начало самопроизвольного увеличения перегрузки («подхвата») обычно соответствует числу М = 0,95-гО,97 и не зависит от высоты полета и вида маневра.
При выполнении на минимально разрешенных высотах нисходящих фигур пилотажа, связанных с атакой наземных и воздушных целей, следует помнить, что допущенная ошибка (увеличенная скорость ввода, перегрузка, меньшая рекомендованной, повышенный режим работы двигателя и т. п.) приводит к опасной ситуации и не всегда может быть исправлена. При допущении подобной ошибки необходимо немедленно убрать РУД на упор малого газа с одновременным выпуском тормозных щитков и движением ручки управления на себя создать максимально допустимую перегрузку.•
УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ В ВОЗДУШНОМ БОЮ
■1. Выбор маневра
Управление самолетом в воздушном бою в значительной степени зависит от вида боя.■
Анализируя воздушный бой с точки зрения управления самолетом можно выделить следующие его основные этапы:
сближение — вход в область возможных атак;
атака — удар по противнику с применением средств поражения;
выход из атаки;
выход из боя.-
По характеру взаимного маневрирования в зависимости от рода применяемого оружия, средств наведения и прицеливания, а 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, предпринимающим интенсивное противодействие и активные наступатель- 396
ные действия с многократным повторением тех или иных элементов 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 характеристик 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 воздушной обстановки, тактических приемов ведения боя, летно-технических характеристик, характеристик оборудования и вооружения своего самолета и самолета противника.
Задача отыскания оптимального маневра с учетом всех указанных факторов чрезвычайно сложна и в каждом конкретном случае имеет свое определенное решение, которое не всегда представляется возможным найти современными математическими и техническими средствами. Практически решение такой задачи летчик осуществляет в воздушном бою на основании опыта и навыков 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, который можно сформулировать так: из всех возможных вариантов выполнения боевого маневра, необходимого в данной конкретной ситуации, выбирать такой, который при условии выполнения поставленной задачи приводит к максимальному энергетическому преимуществу над противником.
Атака воздушной цели начинается с момента выхода самолета в зону возможных атак, под которой следует понимать область возможных положений истребителя относительно цели, из которой он может осуществить выход в зону возможной стрельбы и применить оружие.
Атака в воздушном бою представляет собой более широкое понятие, чем прицеливание и огневое воздействие по цели, так как оборонительное маневрирование цели предполагает необходимость выполнения соответствующего контрманевра, обеспечивающего 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 «пространственно» 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.
Атака цели, как правило, должна выполняться с полным использованием возможностей силовой установки. Исключения могут быть при атаке нескоростных целей с ограниченной маневрен-
ностью. Однако следует иметь в виду, что непрерывное использование форсажного режима работы двигателя даже в процессе сложного боя с серией маневров и контрманевров приводит к большим расходам топлива.
При увеличении подъемной силы (нормальной перегрузки п^ увеличивается угловая скорость и уменьшается радиус разворота. Однако выполнение предельного неустановившегося («форсированного») разворота приводит к уменьшению уровня энергии самолета, т. е. к уменьшению скорости или высоты полета. Поэтому логика управления подъемной силой, основанная на принципе сохранения 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 оптимальное маневрирование (обычно 700—800 км'/ч).
В процессе сложного боя при выполнении маневров и контрманевров летчику приходится учитывать ряд противоречивых требований. С одной стороны, он должен выйти в зону возможных атак или уклониться от атаки противника, что часто требует использования предельных возможностей самолета и своего организма, с другой — должен хотя бы сохранить уровень энергии самолета, что зачастую решает исход боя. Поэтому необходимо руководствоваться следующим:
при прочих равных условиях разворот наиболее эффективен (в смысле наименьшей потери энергии при развороте на заданный угол), если вектор силы тяжести не направлен против вектора подъемной силы (нисходящий маневр в положении, близком к перевернутому);
предельный разворот с максимально возможной перегрузкой и уменьшением скорости («форсированный разворот») целесообразен 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 создавать перегрузку, приводящую к падению скорости, ниже оптимальной; •
в интервалах между предельными разворотами изменение направления полета должно быть непрерывным в целях затруднения маневра противнику;
на самолете-истребителе с меньшей тяговооруженностью требуется повышенный режим работы двигателя.
Управление самолетом в воздушном бою с использованиемдвигательных ощущений (кинестетического восприятия)
Воздушный бой характеризуется большим диапазоном изменения параметров движения самолета за достаточно короткое время и, кроме того, резким возрастанием недостатка времени на получение и обобщение зрительной информации 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 приборов, то в воздушном бою поступление информации о режиме полета по приборам значительно снижается и решающее значение приобретает способность летчика «чувствовать» самолет, не глядя на приборную доску.
«Чувство» самолета и скорости полета не является каким-то особым свойством, присущим только отдельным людям. Это результат подсознательного анализа летчиком «второстепенных» сигналов о режиме полета, получаемых органами чувств. По этим сигналам он способен достаточно точно представить себе состояние самолета, не глядя на приборы. Такими сигналами могут служить 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 сигналов 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 задачу. 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 приборам, как отмечалось, крайне ограничен. Поэтому необходимы дополнительные сигналы, позволяющие компенсировать недостаток информации.
Информация, получаемая летчиком в воздушном бою, в конечном счете преобразуется в сигналы управления — двигательную реакцию рычагами управления самолета. Движения, осуществляемые при этом, сами являются источником и объектом особого рода ощущений, так называемых двигательных или кинестетических. Эти ощущения выступают в качестве сигналов обратной связи и играют существенную роль в построении двигательной реакции, обеспечивая ее регулирование и корректировку. Однако этим нс исчерпывается роль кинестетических восприятий. Положение ручки управления и величина усилий, прикладываемых к ней, сами по себе в определенной степени могут служить указателем состояния самолета, параметров его полета. Необходимым условием этого является обеспечение определенного однозначного соответствия между положением и загрузкой рычагов управления и параметрами движения самолета, т. е. выполнение первого из названных выше аспектов. Так, например, если у самолета, устойчивого по скорости на малых и средних высотах, при малой скорости 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 заключить, что подобный информационный сигнал (изменение положения ручки управления и усилий на ней) способен сформировать у летчика мнение о величине 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 иа отклонение рычагов управления, а на малых скоростях слабо и вяло (например, 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 управления и изменение реакции на их отклонение способны стать дополнительными сигналами о режиме полета. Однако этим не исчерпывается решение задачи.
Как было сказано выше, точное определение летчиком состояния самолета, не глядя на приборы, зависит от его способности по кинестетическим ощущениям определять параметры полета. Исследования, проведенные в этом направлении, показывают, что человек в принципе обладает такими способностями. При этом уровень опыта, а также соответствующие тренировки летчика оказывают .значительное влияние на точность получаемых результатов. _
Достаточно точной информацией о величине угла атаки является естественная 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, например создание искусственного подергивания педалей или ручки по мере приближения к допустимому значению угла атаки (так называемая «тактильная сигнализация»). Дифференциация иитеисивиости этого сигнала по его величине в зависимости от величины и темпа изменения угла атаки обеспечивает своевременное предупреждение летчика о выходе самолета на предельные режимы.
Существенным преимуществом кинестетических восприятий перед другими видами ощущений является их высокая помехозащищенность и отсутствие возможности появления каких-либо опасных иллюзий.
Таким образом, достаточная тренировка летчиков в определении состояния самолета по дополнительным информационным сигналам, в том числе и по кинестетическим восприятиям, позволяет пилотировать самолет при ведении воздушного боя с использованием предельных режимов, не контролируя режимы полета по приборам. .
Заметим, что использование при ручном управлении автоматов демпфирования может оказать влияние иа кинестетическое восприятие летчиком изменения режима полета. Как было показано в главе 11, включение автоматов демпфирования в систему управления может не только улучшить, ио и ухудшить условия пилотирования.
Если естественное демпфирование мало или недостаточна устойчивость, автомат демпфирования оказывает благоприятное влияние иа поведение самолета и его управляемость. При включении демпфера уменьшаются забросы параметров, 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 иад движением рыскания.
Одиако при включении автомата демпфирования из-за срабатывания демпфера полному отклонению ручки будет соответствовать неполное отклонение рулевой' поверхности, что на отдельных режимах полета может ограничить маневренные возможности самолета. Вследствие этого при выполнении энергичных маневров, связанных с вращением самолета, например, вокруг продольной оси, летчику иа некоторых самолетах рекомендуется для повышения эффективности и облегчения поперечного управления отключать демпфер в канале крена.
УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ ПРИ БОЕВОМ ПРИМЕНЕНИИНА МАЛЫХ ВЫСОТАХ
Выдерживание высоты при визуальном полетес 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 р между вектором скорости и направлением 400
взгляда летчика через определенную точку на сетке прицела не изменяется (рис. 18.1). Для удобства используется центральная марка прицела, отклоненная на определенный угол р.
Высота полета Н, дальность Дв до точки пересечения линии визирования через центральную марку с поверхностью земли и угол р связаны соотношением
Рис. 18.1. Выдерживание высоты полета с использованием центральной марки прицелаРис. 18.1. Выдерживание высоты полета с использованием центральной марки прицела
Рис. 18.1. Выдерживание высоты полета с использованием центральной марки прицела
Рис. 18.1. Выдерживание высоты полета с использованием центральной марки прицела
' Выдерживая на постоянной дальности впереди самолета скользящую по поверхности точку пересечения линии визирования через центральную марку с поверхностью земли или препятствием, летчик сохраняет высоту полета практически постоянной. При появлении препятствия летчик, поднимая линию визирования над препятствием, обеспечивает безопасный пролет над ним. Наиболее удобные для выдерживания высоты полета значения дальности находятся в пределах от 1 до 5 км.
Для выдерживания высоты 100 м выбирается дальность 5 км: 1 00 Л ^бббо^0'02-
Центральная марка прицела выставляется из условия обеспечения этого соотношения.
Для выдерживания меньшей высоты следует пропорционально уменьшать дальность до земли по линии визирования через центральную марку. Так, для высоты 20 м дальность составит 1 км.
Ошибка летчика в выдерживании дальности в 1 км дает ошибку в 20 м высоты.
Перед полетом необходимо по исходным данным определить и установить на прицеле расчетный угол фПр центральной марки, ко-
торый, как и угол атаки самолета, зависит от скорости полета, температуры наружного воздуха и веса самолета.
Расчетный угол фцР определяется по графику (рис. 18.2) для соответствующего типа самолета. Последовательность определения:
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 полете с течением времени при выдерживании дальности визирования высота полета будет незначительно увеличиваться.
Обеспечение безопасности полета при атаке наземной цели
Основным в обеспечении безопасности полета при атаке наземной 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
£>вых === г 2 — 4- 1 ,
вых у1’
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 минимальной безопасной высотой выхода из пикирования в горизонтальный ПОЛеТ Z/min-
Пикирование с момента примерного наложения марки на цель имеет участки прицеливания, стрельбы и создания перегрузки, потребной для выхода из пикирования.
Дальность начала прицеливания может быть определена по формуле'
Do = Овых + V (^пР + /стр + ^у) >
где /пр, /стр, ^ — время прицеливания, стрельбы и создания перегрузки соответственно.
Высота начала и конца прямолинейного участка пикирования определяется в зависимости от угла пикирования 0:
Но = Dq sin @; Нвых = £)вых sin 0.
При практических расчетах удобно пользоваться номограммой, приведенной на рис. 18.4. Последовательность определения дальности начала выхода из пикирования:
V -* ^у ~* Do -*■ DBblX.
2
Наиболее часто встречающаяся ошибка при выводе из пикирования — затягивание участка пикирования для более точного поражения цели или для того, чтобы увидеть результаты стрельбы с последующим чрезмерным увеличением перегрузки. При грубых ошибках может либо не хватить высоты для вывода из пикирования, либо вывод потребует настолько сильного увеличения перегрузки, что самолет может быть выведен на режим «подхвата» или сваливания.
ГЛАВА 19
ПОЛЕТ НА МАКСИМАЛЬНУЮ ДАЛЬНОСТЬ
ДАЛЬНОСТЬ И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ ХАРАКТЕРНЫХЭТАПОВ ЛОЛЕТА
Под д а л ь но с т ь ю полета понимается длина проекции траектории полета на земную поверхность.
Пролететь расстояние между двумя точками можно на различных высотах и скоростях, режимах работы двигателей и углах стреловидности крыла. При этом в каждом варианте режима полета будет затрачено различное время и различное количество топлива. Для наиболее полной реализации боевых возможностей самолета необходимо выбрать такой режим полета, который обеспечивал бы минимальный расход топлива для полета между двумя заданными точками или, что то же самое, при данном запасе топлива позволил бы достичь максимальной дальности полета.
В некоторых случаях требуется обеспечить максимальную продолжительность полета, например при дежурстве в воздухе.
Для удобства анализа и выбора наивыгоднейшего режима полета в смысле достижения максимальной дальности или продолжительности всю траекторию полета разбивают на характерные участки, режимы полета на которых резко отличаются один от другого. Например, при обычном перелете из одной точки в другую таких участков получается всего три: набор высоты, крейсерский режим (горизонтальный полет или полет с постепенным набором высоты за счет выработки топлива) и снижение (рис. 19.1, а). В других случаях по тактическим соображениям профиль полета может иметь другую, более сложную конфигурацию (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 дозвуковых режимах. В этом случае при наборе высоты скорость изменяется сравнительно мало. Однако конкретная ситуация может 406
вызвать необходимость полета на максимальную дальность С Выходом на сверхзвуковые скорости полета, например при перехвате сверхзвуковых самолетов. Данный случай является наиболее общим. Поэтому основное внимание в дальнейшем будет уделяться именно этому случаю.
Рис. 19.1. Варианты профилей полета
Дальность и продолжительность полета . при наборе высоты и снижении
Характерным свойством участка набора высоты современных маневренных самолетов является большой расход топлива, особенно при разгоне до сверхзвуковых скоростей и при наборе высоты, 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 зависит 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 горизонтального полета можно увеличить на 20%. И наоборот, перерасход топлива на набор высоты и разгон значительно уменьшит дальность горизонтального участка, а следовательно, и суммарную дальность полета.
Существуют специальные методы определения наивыгоднейшего 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 включаются в инструкцию летчику по эксплуатации и технике пилотирования самолета в виде законов изменения скорости по высоте. Соблюдение этих режимов очень важно для полной реализации боевых возможностей самолета.
Расход топлива ОТн и дальность LH.P при наборе высоты и разгоне самолета можно приближенно определить по следующим формулам:
Gl«.p= (ntLp (^экон ~ ^вач) = [гс^О)1р А^;^19"^
=(19'2>
гдеСс— секундный расход топлива;
V—истинная скорость, м/с;
^энач и Нэ — начальный и конечный уровни энергии при наборе высоты и разгоне.
Из формулы (19.1) следует, что расход топлива на набор высоты 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 подвесок. Расход топлива ОТн 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 формулы (19.1) очевидна и причина большого расхода топлива на подъем и разгон: расход топлива пропорционален приросту механической энергии: ^НЭ = Н3 —Н3 , а уровни энергии современных самолетов очень высоки.
По этой же причине дальности снижения (планирования) современных сверхзвуковых самолетов при большой начальной истинной скорости могут быть также очень большими.
Определим дальность планирования с уменьшением скорости с помощью энергетического метода.
Горизонтальная проекция скорости
^ = l/cos0.(19.3)
Изменение механической энергии определяется по формуле
"=(19-3')
Поделив почленно равенства (19.3) на (19.3'), найдемdL cos®dH3 пх '
Если учесть, что при планировании
Р— С>О
GG ’
и предположить, что планирование практически прямолинейно, т. е. выполняется условие прямолинейности G cos 0 = У, то найдем
dL Geos® У ан"3" Q" ~А '
Приняв для приближенных расчетов К = /<cp = const, получим формулу для дальности планирования с торможением;
^п. т = ~ Кср ^Н3 = КСр (^энач -" ^K0H)-(19.4 )
Если планирование происходит с постоянной кинетической энергией (с постоянной скоростью), то Н3иач — ^экон = Нпач — Нкон. И тогда из формулы (19.4) как частный случай получается широкоизвестная формула для дальности планирования с постоянной скоростью
^п == Кер ^Ннач HkohV
Рассмотрим пример расчета дальности планирования с торможением сверхзвукового самолета с высоты ДНач = 20 км до высоты НКон=1 км с уменьшением скорости от 2800 км/ч (800 м/с) до 720 км/ч (200 м/с) со средним аэродинамическим качеством Кср = 5:
Нэ =+ 20000 = 52600 м;
•энач 2g
Нэ =+ ,1000 = 3040 м;
экон1
- №3 = 52600 - 3040 « 49000 м;
£п. т = 5 X 49 = 245 км.
Как видим, планирование с уменьшением скорости, т. е. с использованием накопленной кинетической энергии, дает существенный 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 (АД =19 км) и при Кср = 7 получим
Ln — KCp Ш—7 х 19= 133 км.
Чтобы достичь максимальной дальности на участке снижения, следует планировать с максимальным качеством. Для этого удобно
409
использовать указатель угла атаки, если заранее определить Для различных чисел М приборные значения угла атаки анвпр> 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 самолет вместо снижения перейдет в набор высоты. По мере уменьшения скорости при сохранении а = анв самолет будет постепенно переходить к горизонтальному полету и к снижению.
Таким образом, при сохранении максимального качества профиль 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 достижения максимальной дальности снижения с уменьшением скорости следует постепенно уменьшать стреловидность крыла в соответствии с ее оптимальными значениями, показанными в качестве примера на рис. 19.5. Время набора высоты и разгона составляет малую долю всего -времени полета на максимальную дальность.
Дальность и продолжительность горизонтального полета
Расход топлива, время и дальность горизонтального полета с разгоном определяются по тем же формулам, что и в наборе высоты с разгоном, так как основная доля энергии, заключенной в топливе, в этом случае также расходуется на увеличение механической энергии самолета. Рассмотрим лишь установившийся прямолинейный горизонтальный полет, в котором энергия топлива расходуется только на преодоление лобового сопротивления самолета.
Дальность в километрах и продолжительность в часах такого полета определяются по известным формулам:
Располагаемый запас топлива на горизонтальный полет (7^ можно легко найти, если известны расходы на .других участках полета (они даются в инструкции по расчету дальности и продолжительности):" '
°тг. п^0!" (°Т3ем + °тн. р + Gtch + УТпос ++ %, + GTrap + GThw).
Гарантийный запас топлива ОТгар предусматривается на возможное изменение навигационной и метеорологической обстановки, отличие расхода топлива от указанного в инструкции, ухудшение аэродинамики самолета в процессе его эксплуатации и т. п. и обычно составляет 5—7% всего запаса топлива.
килограм-(19.5)(19.6)килограм-(19.5)(19.6)Километровый расход топлива q в килограммах на километр определяется делением часового расхода топлива Си в мах в час на истинную скорость в километрах в час.
килограм-
(19.5)
(19.6)
килограм-
(19.5)
(19.6)
Учитывая, что
— ъуд
и что для установившегося полета P = Qr, найдем Ch Суд Р Суд Qr Суд G
где V—истинная скорость, км/ч;
.кг/ч
Суд —удельный расход топлива, -^-7^•
Очевидно, чем меньше километровый и часовой расходы топлива, тем больше дальность и продолжительность горизонтального полета.
Для определения скоростей, при которых километровый и часовой расходы топлива будут минимальными, проанализируем формулы (19.5) и (19.6).
Тяга двигателей, необходимая для установившегося полета, может быть значительно меньше максимальной, особенно на малых 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 (0,2-4- 4-0,3)Ртах 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 топлива, а следовательно, и максимальная продолжительность горизонтального полета будут на той скорости, при которой Qt минимально, т. е. на наивыгоднейшей скорости (рис. 19.2):
На малых высотах ввиду больших избытков тяги требуется значительное дросселирование двигателя, при котором Суд увеличивается, что невыгодно. Поэтому минимальный часовой расход топлива достигается щ скорости, несколько большей наивыгоднейшей, при которой требуется меньшее дросселирование двигателя.
Рис. 19.2. Режимы максимальной дальности и максимальной продолжительности горизонтального полетаРис. 19.2. Режимы максимальной дальности и максимальной продолжительности горизонтального полетаИз формулы (19.6) следует, что на средних и больших высотах, где Суд можно считать практически постоянным, минимальный километровый расход топлива, а следовательно, и максимальная дальность горизонтального полета будут достигаться на скорости, при которой отношение QrIV минимально.
Рис. 19.2. Режимы максимальной дальности и максимальной продолжительности горизонтального полета
Рис. 19.2. Режимы максимальной дальности и максимальной продолжительности горизонтального полета
Такая скорость называется крейсерской (Икрс). Она определяется проведением касательной к кривой Qr из начала координат (рис. 19.2).
На малых высотах в связи с увеличением Суд при значительном дросселировании двигателя скорость минимального километрового расхода топлива несколько увеличивается по сравнению с крейсерской.
В инструкциях по расчету дальности и продолжительности полета конкретных самолетов для каждой высоты приво
дятся режимы полета, на которых достигается максимальная дальность и продолжительность полета.
На рис. 19.2 заштрихованы области скоростей горизонтального полета, оптимальных по условиям максимальной продолжительности И/тах и максимальной дальности ИДп]ах.
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 высота, на которой достигается максимальная продолжительность горизонтального полета.
Километровый расход топлива с высотой уменьшается значительно сильнее, чем часовой, так как кроме уменьшения Суд здесь большую роль играет увеличение крейсерской (истинной) скорости полета ввиду смещения кривых лобового сопротивления Qr на большие истинные скорости (глава 10, рис. 10.8).
11/ 2GУХ" ' РоСуЗ уд”*11/ 2GУХ" ' РоСуЗ уд”*Истинная скорость горизонтального полета с постоянным Cv (Сунв или СУкрс) будет увеличиваться с высотой пропорционально 1//Д", а именно
11/ 2G
УХ" ' РоСуЗ уд”*
11/ 2G
УХ" ' РоСуЗ уд”*
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 дальности уменьшается с высотой (приближаясь к крейсерской), а километровый расход 7min при увеличении высоты от нуля ’до 10 км уменьшается более чем в два раза за счет роста истинной скорости уменьшения тем
пературы воздуха и степени дросселирования двигателя, влияющих на удельный расход топлива.
Наивыгоднейшая высота, на которой достигается минимальный километровый расход топлива, располагается на 1—2 км ниже дозвукового потолка.
При выгорании топлива вес самолета посте-
Рис. 19.3. Зависимость километрового расхода топлива от высоты полета и приборной ско-Рис. 19.3. Зависимость километрового расхода топлива от высоты полета и приборной ско-пенно уменьшается, что рости приводит к увеличению
Рис. 19.3. Зависимость километрового расхода топлива от высоты полета и приборной ско-
Рис. 19.3. Зависимость километрового расхода топлива от высоты полета и приборной ско-
высоты потолка, а вместе с этим и наивыгоднейшей высоты, на которой 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 наклона траектории, а для выдерживания такого режима на высотах больше 11 км достаточно при заданном режиме работы двигателя сохранять число М полета постоянным, и самолет сам будет набирать высоту по мере уменьшения веса. Такой режим полета называют полетом по потолкам.
La. п —La. п —К^СначСуд Окон*К^СначСуд Окон*(19.7)(19.7)Дальность полета по потолкам рассчитывается с учетом переменного веса по формуле
La. п —
La. п —
К^Снач
Суд Окон*
К^Снач
Суд Окон*
(19.7)
(19.7)
где аэродинамическое качество К, скорость и удельный расход топлива соответствуют скорости и высоте минимального километрового 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 которых необходимо использование форсажа, часовой расход топлива в 3—4 раза f >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
при этом возрастает в меньшей степени, так как он обратно пропорционален скорости [формула (19.6)]. Для самолетов, которые будут летать на числе М = 3 и более, возможно уменьшение километрового расхода топлива за счет скорости настолько, что он станет меньше, чем на дозвуковых скоростях на бесфорсажных режимах работы двигателя. Однако это не означает, что максимальная суммарная дальность будет достигаться на сверхзвуковых скоростях с использованием форсажных режимов. Дело в том, что потребуется много топлива для достижения числа М ^ 3. ,
СУММАРНАЯ ДАЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА И ВЛИЯНИЕ НА НЕЕЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ ФАКТОРОВ
Различают три характеристики дальности полета: техническую, практическую и тактическую.
Техническая дальность полета — это максимальное расстояние, которое мог бы пролететь самолет в стандартных атмосферных условиях и безветрии до полного израсходования топлива от взлета до посадки.
Практическая дальность полета — это максимальное расстояние, которое может пролететь самолет в реальных метеоусловиях с учетом расхода топлива на запуск двигателей, руление 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 максимальное расстояние, которое может пролететь самолет с заданным режимом и заданным профилем полета с выполнением поставленной боевой задачи. В зависимости от характера задания и конкретной ситуации тактическая дальность полета может изменяться в широких пределах. Для выполнения боевой задачи могут потребоваться различное время пребывания над территорией противника и над целью, различное время боя или дежурства в воздухе, различные профили полета и режимы 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, обесценивающей максимальную дальность. '
Очевидно, что тактическая дальность должна определяться с учетом конкретных особенностей полета.
В простейшем случае дальность полета складывается из дальностей трех участков: набора высоты с разгоном, крейсерского участка и снижения.
Рассмотрим влияние эксплуатационных факторов на суммарную дальность полета. •
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 двигателя, что ведет к изменению Сул.
Рис. 19.4. Зависимость крейсерской воздушной скорости от скорости ветраРис. 19.4. Зависимость крейсерской воздушной скорости от скорости ветраИзменение режима полета на больших высотах незначительно влияет на километровый расход топлива. Поэтому последний изменяется практически пропорционально весу. На малых высотах при изменении режима полета километровый расход топлива зависит от веса самолета в несколько раз меньше, чем на больших высотах, вследствие влияния степени дросселирования на удельный расход топлива.
Рис. 19.4. Зависимость крейсерской воздушной скорости от скорости ветра
Рис. 19.4. Зависимость крейсерской воздушной скорости от скорости ветра
Необходимо учитывать, что расход топлива на набор высоты и разгон примерно пропорционален весу [формула
Поэтому суммарная дальность полета на больших высотах сильнее зависит от веса, чем километровый расход топлива на участке горизонтального полета.
Увеличение лобового сопротивления в равной мере увеличивает километровый расход топлива в горизонтальном полете и уменьшает дальность планирования [формулы (19.6) и (19.4)] и в меньшей степени влияет на расход топлива при наборе высоты и разгоне. При наружных подвесках происходит одновременное 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 максимальную дальность полета. Это можно установить с помощью формулы
если учесть, что часовой расход Ch и истинная скорость V при постоянном давлении (постоянной высоте по барометрическому высотомеру) изменяются одинаково — пропорционально У Т .
Если полет выполняется на сверхзвуковой скорости, а разгон до сверхзвуковых скоростей происходит при малых избытках тяги, то повышение температуры 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 формулам:
9поп ~ у + Чвстр - у •
где Wx — продольная составляющая скорости ветра, км/ч.
На больших высотах скорость ветра может достигать 150—200 км/ч. Учитывая, что истинные крейсерские скорости современных самолетов находятся в пределах 700—900 км/ч, приходим к выводу, что ветер может изменить дальность горизонтального полета на 15—25%.
Необходимо отметить, что крейсерская скорость, а следовательно, и скорость > строго говоря, зависят от скорости ветра. Иллюстрация этой зависимости приведена на рис. 19.4."
В предыдущем параграфе анализ дальности полета с помощью кривой лобового 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 увеличивается, а при пдпутном уменьшается. Однако для совремённых самолетов, имеющих 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 топлива по приведенным выше формулам.
§ 19.3. СПОСОБЫ УВЕЛИЧЕНИЯ ДАЛЬНОСТИ ПОЛЕТА
На самолетах с двумя двигателями в полетах на малых и средних высотах можно заметно увеличить дальность полета за счет выключения одного двигателя. При этом тяга работающего двигателя увеличивается в два раза, степень дросселирования, а следовательно, и удельный расход топлива уменьшаются [рис. 3.6 и формула (19.6)].
Этот способ можно рекомендовать лишь для самолетов, у которых 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 моменты, которые трудно сбалансировать без применения скольжения, эффект увеличения дальности от уменьшения Суд может быть сведен к нулю повышением лобового сопротивлений при скольжении. 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 двигателя 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 выключенного двигателя.
Изменяемая стреловидность крыла позволяет повысить дальность полета за счет уменьшения километрового расхода топлива в горизонтальном полете и некоторого уменьшения расхода топлива на набор высоты и разгон.
Для каждого числа М и коэффициента Су существует оптимальный 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 горизонтального полета коэффициент Су, при котором достигается максимальная дальность полета, несколько увеличивается, приближаясь к СУкрс, а число М незначительно увеличивается, оставаясь меньше 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
большая стреловидность крыла позволяет значительно снизить лобовое сопротивление самолета.
Для увеличения дальности полета широко применяются подвесные баки, которые наряду с увеличением запаса топлива одновременно увеличивают вес и лобовое сопротивление самолета. Последнее обстоятельство заметно снижает эффект применения подвесных 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 встрече самолетов заправщиками на обратном маршруте. Особенно большой эффект дает дозаправка от тяжелых самолетов-заправщиков, способных восполнить до 80% топлива заправляемого самолета. В зависимости от возможностей самолета-заправщика дозаправка может у еличить дальность полета в 1,5—2 раза.
ГЛАВА 20
СНИЖЕНИЕ И ПОСАДКА
ПРЕДПОСАДОЧНОЕ СНИЖЕНИЕ
Вертикальная скорость. Применение тяги двигателя
Вертикальная скорость предпосадочного снижения
Иу = I/sin 0(20.1)
должна быть 5—6 м/с. В противном случае трудно выполнить выравнивание 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 вертикальной скорости необходимо, чтобы снижение происходило с углом наклона траектории, определяемым из соотношения (20.1):
■ 5ше = -(ода ода), отсюда
'0 = - (3,6 Ч- 2,9)°.
При меньших углах 0 пдохо просматривается ВПП. Поэтому угол планирования 0~—3° можно считать оптимальным.
В современных радиотехнических системах, обеспечивающих заход на посадку в облаках; угол наклона глиссады предпосадочного снижения выбирается примерно 3—4°, т. е. близким к оптимальному 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 начала ВПП в километрах. Например, при дальности 4 км высота должна быть 200 м,.
418•. "
На рис. 20.1 показана схема сил, действующих на самолет при прямолинейном установившемся снижении. Как известно, услови- ■ ем постоянства скорости является равенство
Р — Q — Gsin 0 = 0.Р — Q — Gsin 0 = 0.(20.2)(20.2)
Р — Q — Gsin 0 = 0.
Р — Q — Gsin 0 = 0.
(20.2)
(20.2)
При малых углах снижения и малом качестве современных сверхзвуковых самолетов составляющая силы тяжести Gsin0, направленная вперед, оказывается недостаточной для уравнове-
Рис. 20.1. Схема сил, действующих на самолет при прямолинейном установившемся сниженииРис. 20.1. Схема сил, действующих на самолет при прямолинейном установившемся снижении
Рис. 20.1. Схема сил, действующих на самолет при прямолинейном установившемся снижении
Рис. 20.1. Схема сил, действующих на самолет при прямолинейном установившемся снижении
шивания лобового сопротивления. Поэтому предпосадочное снижение, как правило, выполняется с некоторой тягой двигателя.
Учитывая, что для обеспечения прямолинейности полета необходимо равенство сил
У = G cos 0
и что
У rz Geos© л Geos в_ = К=__ и Q=—^—,
из равенства (20.2) найдемиз равенства (20.2) найдемпостоянства скорости:постоянства скорости:тягу, необходимую для поддержаниятягу, необходимую для поддержанияР cos©Р cos©+ sin 0.+ sin 0.(20.3)(20.3)
из равенства (20.2) найдем
из равенства (20.2) найдем
постоянства скорости:
постоянства скорости:
тягу, необходимую для поддержания
тягу, необходимую для поддержания
Р cos©
Р cos©
+ sin 0.
+ sin 0.
(20.3)
(20.3)
Например, для обеспечения постоянной скорости при снижении с углом 0 = —3° (sin0~—0,05) можно определить по формуле (20.3) требуемую тяговооруженность в зависимости от величины аэродинамического качества (табл. 20.1).
Например, при качестве, равном 5, и весе самолета 12 тс требуется тяга Р = 12000 • 0,15= 1800 кгс. Поскольку тяга двигателя в полете не измеряется, летчик должен знать соответствующие этой тяге обороты двигателя.
Таблица 20.1
К
8
7
6
5
4
3
р
G
0.075
0,093
0,117
0,15
0,20
0,28
Выпуск закрылков сопровождается уменьшением аэродинамического качества. Если обороты двигателя не изменяются, начинается торможение. Скорость планирования при выпущенных закрылках, как правило, меньше, но тем не менее в некоторых случаях для поддержания необходимой скорости приходится увеличивать тягу двигателя.
Опасность полета на вторых режимах
Бесконтрольное торможение может привести к попаданию в область 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 свидетельствует о нахождении самолета на втором режиме, необходимо немедленно увеличить обороты вплоть до максимальных, пока скорость 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 ДЕ= = 50 км/ч (14 м/с) за одинаковое время Д/= 5 с в результате только потери высоты (без учета тяги двигателя) для двух самолетов:
дозвукового (при /С1 = 6) от 300 до 350 км/ч: 1/ср=325 км/ч (90 м/с);
сверхзвукового (при Кг = 3) от 400 до 450 км/ч: VCp= = 425 км/ч (118 м/с).
Учитывая, что при планировании без тяги У-G и
по формуле (14.10) найдем потерю энергии
=м;
31 Ki6
~ V^ ,185 ' 10R
Потеря высоты при этом составит:
д^2= д^э2-^^==- 196- У^^-ЗбО 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 неправильном уходе на второй круг, когда летчик пытается уменьшить угол планирования, не дождавшись выхода двигателя на максимальный 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 последующим взлетом, когда скорость станет достаточной для отрыва.
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 высоту 0,5—1,0 м. Выдерживание — это точный подвод к земле с одновременным уменьшением скорости до посадочной. Запас угла атаки (коэффициента Су) перед выравниванием необходим для создания дополнительной подъемной силы, искривляющей траекторию в процессе выравнивания. Запас скорости в начале выдерживания позволяет точно подвести самолет к земле и плавно увеличить угол атаки до посадочного. Для этого требуется определенное время (обычно 3—5 с).
Для искривления траектории при выравнивании необходимо несколько увеличить подъемную силу, чтобы она стала больше составляющей силы тяжести G cos 0 (рис. 20.2).
Перегрузку, необходимую для выполнения выравнивания, можно определить по формуле *
V2
п =+ 1,(20.4)
УвыР 2^ДЯвыр 1v 7
где И—вертикальная скорость снижения перед началом выравнивания;
^Hвыp—потеря высоты в процессе выравнивания.
Высота начала выравнивания обычно равна 7—10 м. Тогда при высоте конца выравнивания 1 м (ДЯВЫр = 6-т-9 м) и Ууса =5 м/с найдем
ЛУвыр = 2x9,8 (6 —™ 9) + 1 = h14 — 1,21
Рис. 20.2. Схема посадки. Силы, действующие иа самолет при выравни ваннн
С момента начала выравнивания на нормальной высоте и скорости тяга двигателя практически не нужна, она только увеличивает посадочную дистанцию. Поэтому к моменту начала или в процессе выравнивания двигатель должен быть задросселирован. При скорости, превышающей заданную, двигатель может быть задросселирован и до начала выравнивания.
При работе двигателя на минимальных оборотах его тяга мала по сравнению с лобовым сопротивлением. Поэтому в процессе выравнивания и выдерживания происходит непрерывное уменьшение скорости.
Траектория выдерживания практически горизонтальна. Для сохранения условия горизонтальности
Суф5=С
в процессе уменьшения скорости необходимо постепенно увеличивать 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 выдерживание практически сливаются в одно движение выравнивания с несколько растянутым заключительным участком, в конце которого и происходит приземление. Перед самым моментом приземления 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:
(20.5) г лпос
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, получаем
А У пос q 5 ^апосV посапос 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 Г вызывает увеличение посадочной скорости примерно на 3%.
ПРОБЕГ
Торможение при пробеге может осуществляться не только силой трения заторможенных колес и лобового сопротивления самолета, но и аэродинамическим сопротивлением тормозных парашютов, 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 = HG-Y'),F = fN = HG-Y'),(20.6)(20.6)
F = fN = HG-Y'),
F = fN = HG-Y'),
(20.6)
(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: ,
^■пр
^пр
•2jcp *
У пос/ср
(20.7)
где среднее ускорение равно
(20.8)(20.8)_^(Q + Лср/ср ■Q_^(Q + Лср/ср ■QРис. 20.3. Схема сил, действующих на самолет при пробегеРис. 20.3. Схема сил, действующих на самолет при пробеге
(20.8)
(20.8)
_^(Q + Лср
/ср ■Q
_^(Q + Лср
/ср ■Q
Рис. 20.3. Схема сил, действующих на самолет при пробеге
Рис. 20.3. Схема сил, действующих на самолет при пробеге
Посадочная скорость УПос определяется по формуле (20.5). Окончательную формулу для длины пробега можно записать в виде
L,,-V<20-9)
кС'-«Ч^+/)
Лобовое сопротивление самолета при пробеге зависит от угла атаки. Например, на посадочных углах атаки аПос = 8ч-12° с выпу-
Рис. 20.4. Изменение сил, действующих на самолет при пробегеРис. 20.4. Изменение сил, действующих на самолет при пробегещенными шасси и закрылками Сж = 0,08ч-0,10. После опускания переднего колеса при а«0 Сх = = 0,03 — 0,04.
Рис. 20.4. Изменение сил, действующих на самолет при пробеге
Рис. 20.4. Изменение сил, действующих на самолет при пробеге
При уменьшении скорости лобовое сопротивление быстро уменьшается. Поэтому оно может быть использовано для торможения лишь в первой половине пробега путем удерживания самолета на больших углах атаки.
Тормозной парашют эффективен в основном только в начале
пробега. На рис. 20.5 показано примерное соотношение лобовых сопротивлений самолета Q и тормозного парашюта Qnap и их изменение по времени при пробеге.
Время раскрытия и наполнения парашюта составляет 2—4 с. Поэтому для повышения эффективности тормозной парашют целесообразно выпускать за 2—3 с до приземления, если позволяет прочность парашюта. Это обычно осуществляется с помощью автоматических устройств.
Необходимо учитывать, что при боковом ветре сила сопротивления парашюта вызывает боковой момент Му, поворачивающий самолет носом против ветра. Поэтому при выпуске парашюта не-
или совсем его не вы-или совсем его не вы-является реверс тяги*, независимость тормозя-является реверс тяги*, независимость тормозя-Рис. 20.5. Соотношение сил лобовых сопротивлений самолета и тормозного парашютаРис. 20.5. Соотношение сил лобовых сопротивлений самолета и тормозного парашюта(О =(О ="св — ""св"св — ""св
или совсем его не вы-
или совсем его не вы-
является реверс тяги*, независимость тормозя-
является реверс тяги*, независимость тормозя-
Рис. 20.5. Соотношение сил лобовых сопротивлений самолета и тормозного парашюта
Рис. 20.5. Соотношение сил лобовых сопротивлений самолета и тормозного парашюта
(О =
(О =
"св — ""св
"св — ""св
обходимо быть готовым к парированию этого момента. При сильном боковом ветре использовать тормозной парашют следует только в первой половине пробега, затем сбросить парашют, когда
разворачивающии момент увеличивается, пускать.
Эффективным средством торможения важной особенностью которого является
щей силы от скорости и от состояния поверхности ВПП. Однако необходимо учитывать, что при посадке на пыльный грунт или на заснеженную ВПП использование реверса тяги ведет к образованию впереди самолета пыльного или снежного облака, ухудшающего видимость.
Основным наиболее часто применяемым и эффективным средством торможения при пробеге являются
тормоза. Они поглощают от 70 до 90% начального запаса энергии
самолета при приземлении.
Максимальный коэффициент трения fmax 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:
где со и <оСв — угловые скорости заторможенного и незаторможенного (свободного) колеса. Если торможения нет, ш = О, если колесо не вращается (при «юзе»), ш = 1.
Как видно из рис. 20.6, коэффициент трения будет максимальным при коэффициенте проскальзывания ш =0,1 = 0,15, что соответствует некоторому оптимальному затормаживанию колес.
При недостаточном затормаживании колес не полностью используются возможности тормозов. При слишком сильном затормаживании коэффициент трения уменьшается и одновременно сильно увеличивается износ шин колес, особенно при «юзе», когда возможен полный выход из строя пневматиков. Летчику са-
мому практически невозможно реализовать оптимальный режим торможения. Поэтому в системе управления тормозами устанавливаются автоматы торможения, позволяющие реализовать коэффициент трения, близкий к максимальному (заштрихованный участок на. рис. 20.6), и уменьшить износ шин.
Рис. 20.6. Зависимость относительного коэффициента трения заторможенного колеса от коэффициента проскальзывания 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 N = G—У [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 самолетах— симметричным выпуском интерцепторов, уменьшающих подъемную силу на обоих полукрыльях* одновременно.
ВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ ФАКТОРОВ НА ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Влияние изменения посадочной скорости и угла атаки на длину пробега можно определить по формуле
б£пр2^^пос^°
^-пр ' пос апос “о
Иначе говоря, увеличение посадочной скорости на 10% вызывает увеличение длины пробега на 20%. Уменьшение посадочного угла атаки на 10% (примерно на 1°) вызывает увеличение длины пробега на 5—7%. Отсюда очевидна важность приземления точно на рекомендуемом посадочном угле атаки. Преждевременное приземление самолета иа малых углах атаки и на повышенной скорости ведет к значительному увеличению длины пробега и к повышенному износу протекторов колес.
Встречный или попутный ветер изменяет путевую посадочную скорость, от которой зависит длина пробега [формула (20.7)]. Следовательно, можно считать, что
^пР_9 Wx
v пос
где Wx— составляющая скорости ветра вдоль направления посадки.
Пусть, например, Vnoc=300 км/ч (83 м/с) и скорость ветра Ц7Х = 5 м/с.
Тогда.
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 практически не зависящим от веса. Поэтому длина пробега примерно пропорциональна весу, т. е.
^^-пр^G
Z-прG
Влияние изменения плотности, давления, температуры воздуха н высоты аэродрома на длину пробега легко определить по формуле (20.9), если вспомнить, что плотность воздуха прямо пропорциональна давлению и обратно пропорциональна абсолютной температуре Т, а именно:
А^пр Др ^p АТ"^п?ррТ
До высоты 5 км можно приближенно считать, что на каждые 1000 м плотность уменьшается примерно на 12%. Следовательно, на каждые 1000 м превышения 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 необходимо учитывать, на сколько процентов при этом изменится суммарная тормозящая сила, так как
А^-пр ^Лсум
^-пр' сум
Например, если принять, что при посадке на сухой бетон сила трения составляет 70%, а силы лобового сопротивления самолета и тормозного парашюта— 30% суммарной тормозящей силы, то при уменьшении силы трения в два раза (например, при посадке иа мокрый бетон) получим
70'
-у- + 30 = 65%,.
т. е. суммарная тормозящая сила уменьшится на 35% и соответствеино длина разбега возрастет иа 35%.
Влияние уклона ВПП определяется через измеиенне ускорения, вызываемое составляющей силы тяжести Gsin0«G0 (рад):
V = ое^,) =_ее(р1д); ^ =m^-пр/ср /Ср
Используя формулу (20.8), найдем
4^- = -, е° =~^~ .(20.10)
^ПрО,/О I , ,*| /
^пос^пос
В формуле (20.10) реализуемый коэффициент трения / можно принять следующим: по сухому бетону 0,25—0,30, по влажному бетону 0,15—0,20, по обледеневшей полосе 0,07—0,1.
W
Рис. 20.7. Борьба со сносом скольжением
Посадка при боковом ветре. При боковом ветре в процессе предпосадочного снижения необходимо бороться со сносом скольжением 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 Ипут 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 боковом ветре полного отклонения руля направления может оказаться недостаточно для создания угла скольжения 3 = ф- В этом случае оставшийся снос следует устранить изменением курса против ветра. Тогда после устранения сноса продольная ось самолета будет 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 корректируются так, чтобы самолет не сносило с полосы. За 1—2 с до
приземления крен необходимо устранить, а курс самолета установить 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.
Рис. 20.8. Борьба со сносом скольжением и изменением курса
СПОСОБЫ УЛУЧШЕНИЯ ПОСАДОЧНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК
Широкоизвестными средствами улучшения посадочных характеристик являются закрылки и предкрылки. В настоящее время применяются также сдув и отсос пограничного слоя, отклоняемый носок крыла и реактивные закрылки. Особенно эффективно применение двухщелевых закрылков в сочетании с другими средствами.
Все эти средства направлены на повышение коэффициента Су и, следовательно, на уменьшение посадочной скорости и длины пробега [формулы (20.5) и (20.7)].
Весьма эффективным средством улучшения посадочных характеристик является крыло изменяемой стреловидности. Как указывалось в главе 1, при переводе крыла на минимальную стреловидность значительно улучшаются несущие свойства крыла вследствие увеличения размаха (удлинения) и уменьшения стреловидности. 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 увеличением аэродинамического качества. Поэтому довольно распространенная ошибка при посадке — приземление на повышенной скорости, большей рекомендуемой на 20—30 км/ч. Причиной та-
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 стреловидности на режимах посадки стали более строгими.по сравнению, например, с самолетами, снабженными треугольным крылом, так как расходы стабилизатора для изменения угла атаки на 1° 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 аэродинамического качества гасится медленнее. По этим причинам самолет значительно 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 посадку. Для более эффективного гашения «козления» следует выпустить тормозной парашют.
На самолетах с изменяемой стреловидностью вместо элеронов для поперечного управления, как правило, применяются дифференциальное отклонение половин стабилизатора и интерцепторы. При этом поперечная управляемость на больших углах атаки бывает пониженной и даже неудовлетворительной. Поэтому на некоторых самолетах в последнее время вводится увеличение поперечного 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 отклонять закрылки на больший угол. Этим и обеспечивается существенное повышение коэффициента СУпос и уменьшение посадочной скорости.
Воздух для системы управления пограничным слоем (УПС) отбирается от компрессора двигателя, и система работает при несколько повышенных по сравнению с минимальными оборотах двигателя, для чего устанавливается специальный промежуточный упор РУД.
Выравнивание и выдерживание выполняются на меньших скоростях. Самолет становится заметно более «летучим». При включении системы УПС обычно возникает кабрирующий момент, легко 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 определенной скорости). На планировании при малой скорости самолет более устойчив и управляем,- что иногда создает иллюзию повышенной скорости. ■ •
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 управления энергично берется на себя для парирования уменьшения угла тангажа, и самолет сразу же приземляется. Эта особенность требует повышенного внимания, чтобы избежать грубого приземления.
Кардинальным способом улучшения посадочных характеристик является переход на самолеты вертикального взлета и посадки, особенности которых были рассмотрены в главе 14.
ОСОБЫЕ СЛУЧАИ ПРИ ПОСАДКЕ
Отказ указателя скорости
Основным средством контроля скорости полета при отказе указателя скорости и при отсутствии указателя угла атаки является сохранение обычного режима работы двигателя при заходе на посадку и обычного угла тангажа по авиагоризонту или по естественному горизонту. Каждый летчик всегда зрительно помнит примерные 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 0, а также угол тангажа 8 = 0 + а, что легко обнаруживается летчиком, и исходный режим полета приблизительно восстанавливается.
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 режим предпосадочного снижения, так как потребный угол атаки остается одинаковым для любого веса самолета, а скорость планирования будет различной: чем больше вес, тем больше скорость. При контроле режима полета по углу атаки нет необходимости запоминать скорости.
При визуальном заходе на посадку без использования радиоглиссады 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 режима снижения, особенно при ограниченных подходах к ВПП и ночью, необходим контроль вертикальной скорости..
Непосредственный контроль Vy и а надежно обеспечивает точности и безопасность предпосадочного снижения. Однако с вы- 431
соты 50—100 м летчик уже не может контролировать вертикальную скорость по прибору, а перед началом выравнивания перестает смотреть -на указатели угла атаки и скорости. Все его внимание обращено на землю, так как оценка и корректировка вертикальной скорости и угла .наклона траектории производится по визуальной оценке положения самолета относительно земли.
Несимметричный выпуск закрылков
При несимметричном выпуске закрылков самолет начинает энергичное кренение в сторону невыпущенного закрылка вследствие 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 появления кренения самолета. Одновременно (обычно рефлекторно) летчик отклоняет ручку управления против крена. Если при этом сбалансировать самолет по крену не удается (закрылок не убрался), то целесообразно отклонить педали против крена, используя появление момента крена вследствие скольжения. Реакция самолета на отклонение руля направления особенно эффективна у самолета с треугольным или стреловидным крылом.
После балансировки самолета необходимо убедиться в возможности выполнения посадки или принять решение об уходе на второй 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.
Посадка при отказавшем двигателе
При отказе двигателя вертикальная скорость установившегося снижения современных самолетов очень велика (25—30 м/с и более) и не позволяет выполнить выравнивание с необходимой точностью. В этом случае можно уменьшить вертикальную скорость предпосадочного снижения за счет уменьшения скорости, т. е. использовав кинетическую энергию самолета.
Действительно, малый угол планирования (около 3°) можно сохранять и без тяги. Однако при этом лобовое сопротивление значительно больше составляющей силы тяжести Gsin© (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 повышенной постоянной скорости с необходимым для этого большим углом 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.
Рис. 20.9. Схема посадки с двумя выравниваниями при отказавшемРис. 20.9. Схема посадки с двумя выравниваниями при отказавшемдвигателедвигателе
Рис. 20.9. Схема посадки с двумя выравниваниями при отказавшем
Рис. 20.9. Схема посадки с двумя выравниваниями при отказавшем
двигателе
двигателе
Если по уменьшению скорости ощущается, что к началу выравнивания (в точке В) она будет недостаточна, можно несколько увеличить угол снижения после первого выравнивания, но чрезмерное увеличение угла может сильно затруднить выравнивание. При большой, скорости уменьшать угол планирования не следует, скорость будет погашена при выдерживании.
Запас скорости, необходимый в точке А, можно рассчитать по формуле (19.4):
Апл = - Д^ср = l^-1^ + ^1 j Kep, откуда
VA-VVB-V^-Hx^g,(20.11)
где Нх — высота начала первого выравнивания;
Впл — дальность планирования между первым и вторым выравниванием, определяемая по формуле
^пл ” 7g© ~ мк ” ^^v
Пусть, например, среднее аэродинамическое качество при планировании с торможением на участке А—В равно 4, Нг = 100 м и VB = 360 км/ч (100 м/с).
Тогда по формуле (20.11) находим
= j/1003 + (^--1) 2g. 100= 134 м/с (483 км/ч).
Если условия начала второго выравнивания (в точке S) соблюдены, 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 самом 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 применить 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 передним колесом (если оно имеется) во второй половине пробега.
Если нет давления в обеих системах торможения и не выпустился тормозной парашют, следует как можно дольше удерживать 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 выключении 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 (например, в случае перелета 'и ограниченной длины оставшейся части ВПП), так как ее эффективность всегда меньше и есть угроза возникновения «юза» и разрушения шин. Следует выключить двигатель 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.
Бюш ген с 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 полегбя и их аналитическое конструирование. М., «Наука», 1973.
Летчику о практической аэродинамике. М., Воениздат, 1961.
Лысенко Н. 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.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие 3
РАЗДЕЛ I
ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ КОМПОНОВКИИ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ СОВРЕМЕННЫХ САМОЛЕТОВ
Глава 1. Особенности аэродинамической компоновки современных самолетов и их основные аэродинамические характеристики 5
Аэродинамическая компоновка самолетов и предъявляемые к ■ней требования . . . . . . —
Влияние конфигурации самолета и режима полета на несущие свойства 9
Влияние конфигурации самолета и режима полета на лобовое сопротивление и аэродинамическое качество 14
Несущие свойства самолета в условиях взлета и посадки24
Глава 2. Особенности силовой установки современных самолетов . . .31
Схема н рабочий процесс двигателя —
Входные устройства силовых установок сверхзвуковых самолетов 36
Явления срыва потока н помпажа компрессоров ГТД . . .55
Особенности рабочего процесса камер сгорания и неустойчивые режимы нх работы 64
Глава 3. Характеристики и эксплуатационные ограничения двигателей .73
Особенности регулирования двигателей и контроля за их работой -.,' —
Характеристики ТРД и ТРДФ 82
. Переходные режимы работы ТРД и ТРДФ . 87
Эксплуатационные ограничения и особые случаи, связанные с работой силовой установки 95
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
Общие сведения об устойчивости н управляемости. Требования к их характеристикам , . . . . j..—
Моменты, действующие на самолет в прямолинейном полете121
Дополнительные моменты в криволинейном полете . . . ,133
Глава 5. Продольная устойчивость и управляемость 143
Физическая природа развития продольного движения . . .—
Устойчивость по перегрузке 145
Влияние различных факторов на устойчивость по перегрузке 148
Связь управляемости с устойчивостью по перегрузке . . . .151
Устойчивость по скорости и ее связь с управляемостью . .158
Скоростной «подхват» 162
Глава 6. Боковая устойчивость и управляемость 167
Путевая и поперечная устойчивость, . . . .—
Физическая природа развития бокового движения . , . .169
Некоторые особенности боковой управляемости 174
Характеристики боковой управляемости в прямолинейном полете 183
Характеристики боковой управляемости в криволинейном полете 191
Глава 7. Взаимодействие продольного и бокового движений 194
Физическая природа перекрестных связей —
Особенности проявления взаимосвязи продольного и бокового движений при выполнении маневров 200
«Аэроинерционное вращение» и действия летчика по выводу из него 203
Глава 8. Особенности полета на больших углах атаки. Штопор самолета 210
Поведение самолета на больших углах атаки —
«Подхват» 214
Шгонор самолета 217
Глава 9. Особенности пилотирования в возмущенной атмосфере , . .231
Поведение самолета и управление им при полете в районе грозовой деятельности и при проходе струйных течений . .—
Поведение самолета и управление нм при попадании в спутный след от впереди летящего самолета 234
Глава 10. Возможные и допустимые перегрузки, скорости и высоты полета 238
Предельно возможныеи допустимые перегрузки—
Минимальная скоростьполета 241
Максимальная скоростьполета иее ограничения 246
Поведение самолета идействиялетчика при превышении
максимально допустимой скорости полета 253
Диапазон скоростей и высот полета 255
Влияние эксплуатационных факторов иа диапазон скоростей и высот полета 260
Область динамических высот полета 264
Глава 11. Системы управления современных самолетов. . . . . . . .267
Распределение функций между летчиком и автоматическими устройствами —
Формирование усилий на рычагах управления 270
Автоматы демпфирования 275
Автоматы устойчивости и безопасности 279
Глава 12. Принципы автоматического и директориого управления. . .283
Автоматическое управление движением вокруг центра тяжести —*
Автоматическое управление траекторией полета'291
Комплексные системы автоматического управления современных самолетов . . .296
Директорное управление. Особенности пилотирования по КПП 300
Глава 13. Управление самолетом при некоторых отказах авиационной техники 303
Особенности управления при отказах АРУ■. .—
Поведение самолета и управление им при отказе автомата демпфирования 308
Поведение самолета при отказе гидроусилителя ......312
Поведение самолета и управление нм при отказе механизма триммирования 314
Поведение самолета и управление им при отказе демпферов сухого трения 315
РАЗДЕЛ IIIПОВЕДЕНИЕ САМОЛЕТА НА РАЗЛИЧНЫХ ЭТАПАХ ПОЛЕТАИ УПРАВЛЕНИЕ ИМ
Глава 14. Взлет и набор высоты 317
Особенности движения самолета по земле. Взлет ......—
Особенности взлета в различных условиях. Влияние эксплуатационных факторов 326
Способы улучшения характеристик взлета . . . . . . . .330
Набор высоты и разгон самолета 332
Глава 15. Маневрирование в горизонтальной плоскости 339
Разгон и торможение самолета в горизонтальном полете а —
Условия выполнения виража 342
Характеристики маневров в горизонтальной плоскости . . .344
Глава 16. Маневрирование в вертикальной плоскости . . .355
Условия криволинейного движения и особенности выполнения маневров в вертикальной плоскости . .
Петля Нестерова и полу петля 361
Переворот 367
Горка :..:..371
' § 16.5. Пикирование 374
Глава 17. Маневрирование по простраиствеииым траекториям . ,r,117,378
Условия и особенности выполнения маневров по пространственным траекториям
Косая петля. Полупереворот. . . ".382
Боевой разворот. Спираль^ ^ " *387
Бочка .. ^ ^ . У, 390
Глава 18. Некоторые особеииости управления самолетом при боевом применении■. . .394
Общие замечания об управлении самолетом при боевом
Управление самолетом в воздушном бою 396
Управление самолетом при боевом применении на малых высотах ••.....,.400
Глава 19. Полет на максимальную дальность 40g
Дальность и продолжительность характерных этапов полета
Суммарная дальность полета и влияние на нее эксплуатационных факторов 414
Способы увеличения дальности полета 416
Глава 20.Снижение и посадка 418
Предпосадочное снижение —
Выравнивание н выдерживание'421
Пробег ‘423
Влияние эксплуатационных факторов на посадочные характеристики 426
Способы улучшения посадочных характеристик'429
Особые случаипрн посадке 431
Список литературы 435
* Реверс тяги пока применяется в основном на тяжелых самолетах.
ПРАКТИЧЕСКАЯАЭРОДИНАМИКАМАНЕВРЕННЫХСАМОЛЕТОВ
УЧЕБНИК ДЛЯ ЛЕТНОГО СОСТАВА
Под обувей редакцией Н. М, ЛЫСЕНКО.
Ордена Трудового. Красного ЗнамениВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВОМИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ СССР.
МОСКВА—1977
6Т5.1 П69 "
УДК 533.6(07)
Авторский коллектив: В. А. Алтухов, В. Г. Брага, Г. Ф. Бутеико, Н. М. Лысенко, А. А. Манучаров, С, А. Микоян, Ю. Н. Нечаев, М. И. Радченко, Г. Ф. Сивков.
Практическая аэродинамика маневренных самолетов. П69 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- повой 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.
п 31808-1071 068(02)-77п 31808-1071 068(02)-7787-7787-776Т5.16Т5.1
п 31808-107
1 068(02)-77
п 31808-107
1 068(02)-77
87-77
87-77
6Т5.1
6Т5.1
С) Воениздат, 1977.