Котик М.Г., Павлов А.В., Пашковский И.М. Летные испытания самолетов

Подождите немного. Документ загружается.

Рис. 8.3. Классификация режимов штопора и методов вывода из них современных самолетов

869 01

1§*

биения

шх у ,г и пу г колеблю

тся В ди/!е биений

Падение листом

&Пуг*0 и малы по аосо-

лютной Ьеличине

0,Шх,у,г>Л

Н ар астаю щ и е

колебания

\Ш Ху\ и I Апу1%\ боз

растаю т по бремени

Кол ебательны й

(малоустойчивый)

шхср^ О* шусря0.

Дпу,^ Ф О

Равномерный

{устойчивы й)

, ^ шх у ±0, Шх у г* О,

Д я'у> 2 « 0, Ь с р Ы * 50^55°

Равномерный

(Весьма устойчивый)

шх у*В]

&шхл.г^О'йПу^О]

* с р

<*■

■-50+55°

Гщ-

Кол ебате ль ный

шхср*°, ^ 9*

ШхъхфО,

колебаний самолета на таких режимах может достигать весьма

больших величин.

Неустойчивый нормальный штопор наблюдается обычно на

больших высотах или реже — на средних высотах в начале ре

жима. Неустойчивый перевернутый штопор встречается весьма

редко.

а)

Р и с . 8. 4а. Запись прибора-самописца: неустойчи

вый нормальный штопор, протекающий в виде

падения листом по спиралеобразной траектории

Устойчивым называется штопор, в процессе которого самолет

не изменяет направления своего вращения ни по рысканию, ни по

крену. Устойчивый штопор может быть колебательным или равно

мерным. Устойчивый колебательный штопор иногда сопровож

дается большими амплитудами колебаний угловой скорости крена,

однако при этом амплитуды колебаний угловой скорости рыскания

оказываются незначительными, отсутствуют непроизвольные изме

нения направления вращения и явные остановки самолета (см.

рис. 8.5, а) ; амплитуды колебаний перегрузок в устойчивом што

поре значительно меньше, чем в неустойчивом. Устойчивый колеба-

290

Икм УПр

г 500

- 400

- 300

•

' ”х.1

Р и с . 8.46. Запись прибора-самописца: неустойчивый нормальный штопор, происходящий в виде

биений

Р и с. 8. 4в. Запись прибора-самописца: неустойчивый нормальный штопор с на

растающими колебаниями самолета

292

тельный штопор наблюдается обычно на средних высотах при срав

нительно малой продолжительности режима.

Устойчивый равномерный штопор происходит при сравнительно

малых (иногда практически нулевых) амплитудах колебаний угло

вых скоростей вращения и углов наклона самолета. Он характе

ризуется установившимся интенсивным вращением самолета

с устойчивым выдерживанием исходного направления этого враще

ния (см. рис. 8.5,6). Устойчивый равномерный нормальный што

пор возникает на средних и малых высотах, особенно при большой

продолжительности режима, и протекает, как правило, на больших

закритических углах атаки. Устойчивый равномерный переверну

тый штопор протекает при весьма больших абсолютных величи

нах угловой скорости вращения с очень малыми колебаниями

самолета.

Осью штопора называется ось спиралевидной траектории движе

ния центра тяжести самолета в штопоре, а радиусом штопора —

радиус спирали, по которой движется центр тяжести самолета

в установившемся режиме штопора.

Установившимся (вертикальным) режимом штопора назы

вается штопор с вертикальной или весьма близкой к вертикали

осью, при котором средние значения угла атаки, индикаторной ско

рости, компонентов угловой скорости вращения и перегрузки по

осям самолета практически не меняются по времени (но с измене

нием высоты полета меняется истинная скорость полета). Пере

ходным участком штопора называется неустановившийся участок

режима, начинающийся непосредственна после сваливания и для

щийся до появления установившегося режима (вертикального

штопора).

У современных сверхзвуковых самолетов переходной участок

штопора оказывается более протяженным (при одинаковых на

чальных условиях #о, пуо и т. д.), чем у дозвуковых самолетов

(рис. 8.6). Это обусловлено в основном увеличением полетных

весов и минимальных скоростей полета (из-за возрастания удель

ной нагрузки на крыло и ухудшения несущих свойств последнего)

у сверхзвуковых самолетов. Движение современных сверхзвуковых

самолетов на переходном участке штопора происходит неравно

мерно, с большими колебаниями, иногда с остановками и даже из

менениями направления вращения самолета. Основными причи

нами неравномерности движения самолета на переходном участке

штопора являются^несовпадение оси вращения самолета (оси што

пора) и вектора скорости полета, изменение скорости и числа М

полета, нелинейный характер протекания аэродинамических ха

рактеристик по углам атаки и скольжения, а также влияние гиро

скопического момента ротора двигателя (винта). Ввиду сравни

тельно большой продолжительности переходного участка штопора,

особенно после сваливания с больших высот, летчикам на совре

менных сверхзвуковых самолетах при попадании в штопор при

ходится сталкиваться чаще всего с этим переходным участком,

293

Р и с . 8.5. Записи приборов-самописцев, полученные

в полете при выполнении устойчивых нормальных

штопоров:

а—устойчивый колебательный штопор; устойчивый равно

мерный штопор

294

а не с режимом вертикального штопора. Как правило, сверхзвуко

вой самолет летчик начинает выводить из штопора еще до появле

ния режима вертикального штопора (которому присуще более

устойчивое и равномерное движение самолета, чем на переходном

участке).

У сверхзвуковых самолетов в штопоре средняя угловая ско

рость вращения оказывается, как правило, меньшей, а средний

Р и с . 8. 6. Траектория движения самолета на переходном участке

штопора:

а—дозвуковой самолет 1^о=^ т |П( : б—сверхзвуковой самолет У0=

= ^ ш1п^'7У0=1^ сверхзвуковой самолет ^о>1/т1п(л//0>1)

угол атаки — большим, чем у дозвуковых самолетов. Объясняется

это в основном возрастанием разноса масс в направлении про

дольной оси фюзеляжа у сверхзвуковых самолетов.

Начальная высота входа самолета в штопор может существен

но влиять на характеристики режима. Неравномерность и неста

бильность режима, присущие штопору современных сверхзвуковых

самолетов, обычно возрастают с увеличением начальной высоты.

При сваливании с больших высот заметно усиливаются колебания

и увеличивается скорость снижения самолетов в штопоре, резче

проявляется различие между режимами правого и левого штопора.

Протяженность и продолжительность переходного участка што

пора при неизменном скоростном напоре значительно возрастают

с-увеличением начальной высоты, что объясняется увеличением

начальной истинной скорости полета.

295

С возрастанием начальной приборной скорости значительно

увеличиваются резкость сваливания, а также неравномерность

движения и колебания самолета в начале режима из-за возраста

ния аэродинамических сил и моментов (увеличение скоростного

напора). При сваливании с начальной перегрузкой пу> 1(УСв>

>Уш1п) на начальном участке переходного режима траектория по

лета отклоняется вверх (см. рис. 8.6), что обусловлено действием

сравнительно большой нормальной силы, направленной верти

кально вверх до тех пор, пока не развился крен.

На характер штопора может весьма существенно влиять откло

нение элеронов в режиме как по штопору, так и против штопора.

Отклонение элеронов по штопору в правом нормальном штопоре

соответствует отклонению ручки (штурвала) управления вправо,

в правом перевернутом штопоре— влево; в левых штопорах —

наоборот.

Отклонение элеронов против штопора в правом нормальном

штопоре соответствует отклонению ручки (штурвала) управления

влево, в правом перевернутом штопоре — вправо; в левых штопо

рах — наоборот.

У современных сверхзвуковых самолетов влияние отклонения

элеронов на штопор заметно возросло по сравнению с дозвуковыми

самолетами. У самолетов с крылом сравнительно небольшого

удлинения при отклонении элеронов по штопору обычно режим

нормального штопора становится менее устойчивым, уменьшаются

абсолютные величины средних угловых скоростей, увеличиваются

колебания самолета, возрастает неравномерность вращения и мо

жет даже непроизвольно измениться направление вращения само

лета. Отклонение элеронов против штопора в режиме нормального

штопора обычно приводит к возникновению более устойчивого и

равномерного штопора с меньшими колебаниями и более интенсив

ным вращением самолета.

Влияние отклонения элеронов может также существенно сказы

ваться и на характеристиках перевернутого штопора. У современ

ных сверхзвуковых самолетов при отклонении элеронов по што

пору в перевернутом штопоре обычно увеличиваются неравномер

ность движения и колебания самолета, уменьшается устойчивость

движения самолета в режиме, а также могут возникать остановки

или изменения направления вращения самолета. При отклонении

элеронов против штопора в перевернутом штопоре уменьшаются

колебания самолета, вращение становится более равномерным,

и самолет переходит на меньшие по абсолютной величине средние

углы атаки, т. е. самолет опускает «нос» в положении «на спине»,

что иногда приводит к переходу его в режим нормального штопора.

8.2. ВЫВОД СОВРЕМЕННЫХ САМОЛЕТОВ

ИЗ СВАЛИВАНИЯ И ШТОПОРА

Пилотирование самолета при сваливании и особенно в штопоре

отличается от пилотирования его на всех других режимах полета.

296

Обусловлено это в первую очередь тем, что на закритических углах

атаки реакция самолета на действия рулями значительно замед

ляется и ослабляется, требуются весьма резкие и большие откло

нения рулей, часто на полный ход (от упора до упора). Кроме того,

действие элеронов в штопоре, как отмечалось выше, обычно про

тивоположно тому действию, которое они оказывают на всех других

режимах полета. Ощущения и ориентация летчика в штопоре со

вершенно иные, чем в обычных эксплуатационных режимах полета.

Поэтому и методы пилотирования для вывода самолета из свали

вания и штопора существенно отличаются от методов пилотирова

ния на всех эксплуатационных режимах полета.

Для вывода самолета из сваливания или из режима околокри-

тических углов атаки летчик вначале должен действовать только

рулем высоты (управляемым^ стабилизатором), отклоняя ручку

(штурвал) управления «от себя». Для парирования кренения само

лета на около- и закритических углах атаки пользоваться элеро

нами опасно, так как можно ускорить переход самолета в штопор.

Руль направления при выводе из сваливания также рекомендуется

удерживать в нейтральном положении до тех пор, пока самолет

не перейдет на заведомо докритические углы атаки.

Отклонением рулей на вывод из штопора является отклонение

их против штопора. Отклонение руля высоты (управляемого стаби

лизатора) против штопора означает в нормальном штопоре откло

нение ручки (штурвала) управления «от себя», в перевернутом —

«на себя». Отклонение руля направления (управляемого киля)

против штопора означает в левом штопоре отклонение правой пе

дали вперед, в правом— левой педали вперед. Запаздыванием

выхода из штопора называется время в секундах или количество

витков с момента окончания отклонения руля высоты (управляе

мого стабилизатора) на вывод до момента прекращения самовра-

щения самолета.

Ввиду многообразия режимов штопора нет какого-либо одного

метода, пригодного для вывода всех современных самолетов из

всех возможных режимов штопора (и даже, как правило, одного

самолета из всех возможных на нем режимов штопора). Поэтому

существуют четыре метода вывода современных самолетов из нор

мального и три метода вывода из перевернутого штопора.

Методы вывода самолета из нормального штопора схематиче

ски представлены на рис. 8.7. При выводе самолета из штопора

методом № 1 руль высоты (управляемый стабилизатор) и руль

направления одновременно отклоняются в нейтральное положение

при нейтральном положении элеронов. Вывод из штопора методом

№ 2 начинается с перекладки руля направления полностью против

штопора с последующим (через 2—4 сек) отклонением руля вы

соты в нейтральное положение (при нейтральном положении эле

ронов). При выводе из штопора методом № 3 руль направления

перекладывается полностью против штопора, а через 3—6 сек и

руль высоты также полностью отклоняется против штопора (при

297

нейтральном положении элеронов). Метод № 4 отличается от ме

тода № 3 тем, что одновременно с отклонением руля направления

отклоняются и элероны — по возможности полностью на вывод'

(у современных сверхзвуковых самолетов это обычно соответст

вует отклонению элеронов по штопору).

Нумерация методов вывода самолетов из нормального штопора

ведется, как видно из сказанного, в направлении нарастания их

1 о

Метод Вывода

№/

1 Штопор

§1

Вывод из штопора

1*1

(Ц

Нейтрально

1 сек

По штопору

Элероны нейтрально.

Методу Вывода №3

Метод Выбода №2

Штопор

1 1 !§

Вывод из ш

Против Ш)

[ Против ш>

1 . Г “ Н

Элероны нейтрально

[ |

'.топора

топора

"топора

РЯч

По штопору

7 сек

• 1

По штопору ^

Штопор ъ

§1

Вывод из штопора

«ё

ПротиВ штопора

ЯУЧ

Элероны

Нейтрально

По штопору

1 "Г

{ сен

1 ^ > РВ

1 |

По штопору^

)

Метод Вывода

ри Йротиб_штопора

4 Эл.нсГ5ь7Вод~\\

----

------

~~Злероны

нейтрально

По штопору

Лр^итопору ^ ]

РВ

—Т1сек

Р и с. 8. 7. Схематическое изображение действий рулями при выводе

самолета из нормального штопора

«силы» (эффективности). Наиболее эффективным является метод

№ 4. Выбор требуемого метода вывода самолета из штопора опре

деляется только характером самого режима. Для вывода совре

менных самолетов из нормального штопора наиболее часто при

меняют два первых метода.

Наличие четырех методов вывода (вместо ранее рекомендовав

шегося одного) существенно повышает надежность вывода совре

менных самолетов из нормального штопора, а следовательно, и

безопасность полета, хотя это и требует несколько большего вни

мания летчика. Опыт летных испытаний современных самолетов

и в частности отзывы летчиков-испытателей показывают, что с вве

дением четырех методов работа летчика усложнилась значительно

меньше, чем это может показаться на первый взгляд, так как рас

сматриваемые четыре метода вывода отличаются один от другого

лишь постепенным «усилением» (увеличением потребных откло

298