/
Текст
Книга должна быть
возвращена не позже
указанного здесь срока
Колич. предыд. выдач
Тик. КИГА. Зак. 151—100000. 1954 г.
ПРОВЕРЕНО 196* nJ
Военно-Воздушная Инженерная Академия
имени профессора Н.Е.Жуковского
С53
Б. Т. ГОРОШЕНКО
70
ПОТЕРЯ УПРАВЛЯЕМОСТИ САМОЛЕТА
И ЕГО ЭКСПЛОАТАЦИЯ
ИЭДДЦИЕ
академии
О ^7 /
АННОТАЦИЯ
В книге излагаются условия, приводящие к потере управляе-
мости самолета при:
1) выходе на критический угол атаки;
2) достижения скоростей полета, близких к скорости звука.
Одновременно излагается, при удовлетворении каких требова-
ний к эксплоатации самолета потеря управляемости не будет иметь
места.
Учебное пособие рассчитано на слушателей Академии, авиа-
ционных ВУЗов и инженеров строевых частей.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Случаи потери управляемости .............................. 3
Потеря управляемости самолета при достижении углов атаки, боль-
ших критического . . •...................... . .............. 5
Развитие срыва потока с крыла и обусловленное им поведение самолета —
Потеря управляемости и допустимая скорость полета.......... 13
Потеря управляемости и требования к эксплоатации самолета.. 17
Потеря управляемости при достижении самолета скорости, близкой
к скорости звука.......................................- • . 19
Продольная статическая устойчивость самолета при равновесных режи-
мах н по перегрузке ............................. • —
Потеря управляемости самолета на больших скоростях ........ 23
Потеря управляемости иа больших скоростях и требования к пилоти-
рованию ............. . . . •......................- . . . 27
Причина изменения продольной устойчивости иа близзвуковых скоро-
стях и требования к обслуживанию и ремонту самолета . • . . • 33
СЛУЧАИ .ПОТЕРИ УПРАВЛЯЕМОСТИ
Потеря управляемости самолета характеризуется тем, что при
ее наличии летчик не может, действуя рулями, изменить движение
самолета в желаемом направлении. Например, прекратить накре-
нение или поворот самолета, перевести самолет из пикирования
в горизонтальный полет, прекратить колебательные движения само-
лета и т. д.
Потеря управляемости можег явиться следствием отказа само-
лета реагировать на отклонения органов управления, или может
быть вызвана тем, что у летчика не хватит физической силы откло-
нить рули в той мере, насколько последнее необходимо для того,
чтобы изменить нежелательные движения самолета, хотя сами
рули и не теряют своей эффективности.
Потеря управляемости самолета может продолжаться или
короткий период времени, а затем восстанавливаться, или наблю-
даться длительное время.
Незачем подчеркивать опасность потери управляемости, даже
если она кратковременна, так как неуправляемое движение само-
лета, особенно на малой высоте, всегда способно привести к аварии
или даже катастрофе.
В авиации наиболее известна потеря управляемости самолета,
связанная с достижением им критического угла атаки, при превы-
шении которого начинается срыв потока с крыла. Поскольку
в большинстве случаев, но, как мы покажем ниже, далеко не всегда,
достижение критического угла атаки сопровождается уменьшением
скорости полета, то данный вид потери управляемости очень часто
связывается с потерей скорости полета и говорится, что самолет
потерял управляемость в результате «потери скорости».
Указанный вид потери управляемости характеризуется свали-
ванием самолета на крыло, при котором накренение самолета не
может быть остановлено ни отклонением элеронов, ни поворотом
руля направления. Свалившись на крыло, самолет затем входит или
в спираль, причем его управляемость восстанавливается, или
в штопор.
В последнем случае, как правило, самолеты, состоящие на
вооружении (не опытные), остаются управляемыми, и летчик
может, при желании, прекратить штопор, перевести самолет в пики-
з
роваппе и затем вывести самолет из него. Правда, у некоторых
само.кгов при выходе из штопора наблюдалось запаздывание в деп
• гвин рулей.
' опытных • 1молетов однако многократно встречались чан
юн рп управляемости при плопоре, выражавшейся в невозмож
. ,ц нствиямн рулей прекратить штопор
Х<> ч для се рийных самолетов потеря у п] авляемости п ; ,
лиде па критический угол атаки чере i некоторый промежуток ; д
•дени, хак бы то указано восстанавливается, однако, она вссьм а
опасна ввиду ' " • что с омента поп рн управ i мости до -
ганог ' .. I . к тсряс-r высоту. Поте'« высоты сопр
дастся также переход нш.мега в горизонт, г ный полет, т<
ему и твуг пикирование п вы д и не о Именно ।
потеря управляемости. шдаг"ная выходом н оптический
, •.•-..и i.i г в* почти во ia кошш тяжелой
Г тп даже кадастр »ф. и.
Хл т последствия потери скорости самолетом известны
си -, ио лишь в п -следнее вр< я были усгаповл пы и объя, и- n.i
iic вит ьпы г шины потери упра '• я ’! л ги •; дета* при .
лив; ним его на крыло.
Ни • • мы [ обно ост< но - п па и., ж смотрим,
ганы быть 1р<боьанля ч жсплоатацпи i в во з. у . и
.11.111 ><> H,: 3 Л'. . ЧТ>бы с м т н< „ лив< т<
КрЫ I ) ПЛИ, С 1. "ВШИ» в I ИМО ПО короткое В1 I 1Я. BOCCT" I
свои у пп"иляе юст1
()п.!•; иные выше случаи потери управляемости связаны
том на угле большем крнтиче скп С другой стер и,.
। • Малых \ ; ат.жн. при очень большой скора и,
' . ват чную ил. чж полную ш .
пр 1 1 Ml ТП
В атом случае. ia редким шключ-чшем потеря управл;;. ости
- ыь я н д ни- ч ! iTHBi.o .и рулей, в р, 17льтате
ой органы । и..- нпя становятся и нособ.чыми создать мп
‘ о । п и 1я изменения режима по • ia в направлении,
1 ом . т-шку. »|«-ь ктившоть рулей -)ета<?Т1 я лостаточной. но р
' гели । • И.Я штлгш i торо< п 1лтеи ирпло; , летчик к
• 1- ....... ится бе ыич того. способ-
, . - (.амтшт стане I еуправл к ot Хотя такой
пни случаи у в ш - испраьл -го с.тмолега, ир!по.гого на воорул
кие В пределе разрешенных скоростей полета не 1южет иметь
ТНаг.о. потеря "прег 1ЯСмости, свя шниая С уСПЛИЯ'’Н I
• i ш от подвиться г резульгяте увеличения
росги сверх разрешаемой или искажения геометрических- о.
го. i . i. По тому весьма важно знато причины потери у
। < bi. .1 и cm |бы борьб я • и-
[й, больших । горестях по пта могут и it возникать такт
ччия 1 ручку, которьп окажутся непосильными для лс чг
• .. . . ч ,..,.ер давления мо .ст вас апно .. t . енить я на ।
4
Так, \'чя бы ПРП повышении скоростг иолета, летчик; вдруг
тридегся нс давить па ручку, а удерживать с* усилием на ci
] Ipi этом, хотя потерн управляемости в указанном выше смысле и
не будет.'но режим полета, ввиду необычной -манеры управленца,
вутет опасен к как возможность появления ошибок пилотирова-
ния резко возрастет. Сюль больших скоростей полете, при которых
,-на потеря управляемости указанного типа, авиация <7 с
। , едпее вр-мя. Им пно поэтому потеря управ. >ю< ги,
।. н.1„я ич'ной явления на ру ik , р. н не была
шне.чиа [ причина оснознод! объяснен?. и на ней мы нил
; ), он..... - .sum я. L. . cTi с г м еще раз подчерки 'М, «п > опн-
в настоящей рабо- •лучаи потерн управ :k'«oi и с«ч оы.:
Ш . U1IIHX < КОр ЯХ ВО МО/ нь. лишь в р.
вял» кого обслуживания и экепдоатации Если ке последнее не
,н . . пилотирование реактивным сам атом мых
tn, IX ...... п псХ' цп норма •
Н'ПТРЯ УПРАВИ^Ь if'г 111 С \MO.If ГК. ПРИ ДОСТИ < ; ПИП
,\ / ШВ \т ’.А/!, БОДЬШИУ КРПТИЧГ.< КОГО
1 , . , крыла и ' генное им
поведение inua.tc га
Потеря управляемости, которую мы бу р магри ли. г. >
, п та . н поерс гвепно обусловлена во нкн веши' с|
in ющ о кры.п Срыв потока возникнут
така кпыла с моле: рн ас л
станет боль • кри л: ; он у .а ат ,ки.
1ачо, у!»с.||’ienii>- yi.i таки мо.л i т ,-.пг ся резул.т, 1
излишне б оль а.то взятия рхчк на себя лет . ikon 1о>чо и.
1 И' " гы lo.TiT.i из критический ’ л паки и б« и
1 ятия ;>у г и себя
пу . летчик л< тел горизонтально с большим углом атаки
«] и, желая перейти на планирование, сбавил газ. Пусть у само-
I ТЯГ. ВИНТЯ ПроХОДИТ ГНОСИТ1 льно ц ч- Т1 з т„;., что
нис тя> I тает никакого добап чне момента. П<
Фиг. 1.
схема величс. ня угла атаки сам Лета в р.' .ьгат изменения
и наклона тр екторнн.
!,РЙ' ’ - । пл..пн|. „,,ш; м1"1! т 'О1.х был двигаться и и
' U ’вин (фиг. 1 I, т. о. под углом к горизонту. Если лети
' ' >-я га : ц. ~ает руч! «от себя», то из за поворота траектор!
' кения । атаки самолета начнет возрастать и стане’.- , " -
ИЫМ ’J
Если самолет устойчив в продольном отношении, то даже при
неподвижной ручке управления он начнет сам уменьшать угол
атаки, стремясь сохранить тот угол, при котором сумма моментов
была равна нулю при горизонтальном полете.
Если же устойчивость мала или ее нет, то при крутом угле
планирования угол атаки сможет увеличиться и даже превзойти
критический ( «, акр ).
Обратимся к развитию срыва потока с крыла.
У большинства крыльевых профилей зона начала срыва рас-
полагается в задней части профиля, но при увеличении угла атаки
быстро перемещается от задней кромки крыла к передней. Срыв,
распространяясь от задней кромки крыла к ребру атаки, одновре-
менно развивается и вдоль размаха крыла, причем быстрота раз-
вития срыва вдоль размаха резко увеличивается тогда, когда в зоне
начала срыва последний займет 70—80% хорды крыла. Это хорошо
видно из схемы на фиг. 2, на которой показано развитие зоны срыва
потока на крыле при непрерывном увеличении угла атаки, равном
за 1 сек. — 0,18-.
Фиг. 2.
Характеристика быстроты развития срыва потока по крылу.
Примечание. Второй и третий столбцы таблицы показывают,
как изменился угол атаки и за какое время при изменении зоны срыва,
показанной кривыми, цифровые обозначения которых даны соответствен-
но в 1-м и -1-м столбцах.
Из соотношения кривых 3 и 4 мы видим, что за промежуток
времени 0J2 сек., в течение которого угол атаки увеличился на
0,022°, прирост площади крыла, охваченной срывом, особенно воз-
рос. Последнее произошло тогда, когда в средней части крыла
срыв распространился на 80% хорды Причина такого явления
понятна.
При срыве, развившемся по всей хорде крыла, распределение
давления вдоль нее изменяется так, как показано на фиг. 3. Пр1
6
как видно из фиг. 4, вдоль крыла образуются очень большие
Э1°лйенты давления, заставляющие воздух в пограничном слое
' епедней части профиля интенсивно перетекать из области с сор-
Ванным потоком в область с несорванным потоком. Такое перете-
кание воздуха в пограничном слое способствует развитию срыва
вдоль размаха.
поставить‘плоскую шайбу, отделяющую правую
гт левой, или поместить фюзеляж, то возможно
Эксперимент показывает, что если по оси симметрии крыла
-------------------------------- ------, половину крыла
полное развитие
Фиг. 3.
Влияние возникновения срыва
потока на распределение дав-
ления вдоль хорды крыла
Схема возникновения боковых тохов в
пограничном слое.
срва нет.
срыв возник.
срыва потока на одной половине крыла (фиг. 5) при отсутствии
срыва на другой. Такое, на первый взгляд, парадоксальное явление
объясняется, с одной стороны, тем, что фюзеляж не позволяет воз-
духу в пограничном слое перетекать от сорванной зоны к несор-
ванной, а с другой стороны, тем, что изменение подъемной силы
вдоль размаха, вызванное наличием зоны срыва, вызывает вихри,
показанные на фиг. 6, уменьшающие истинные углы атаки сечений
кРЬ1ла, расположенных рядом с зоной срыва. Поэтому у крыла
фюзеляжем наличие слева от фюзеляжа зоны срыва приводит
^ Уменьшению истинных углов атаки в сечениях, расположенных
рава от фюзеляжа и наоборот.
быс кРыла, набранного из профилей, у которых срыв потока
i-oro^0 Развивается от задней кромки к ребру атаки, в силу указан-
выше перетекания воздуха в пограничном слое от сорванной
7
зоны к несорванной, будет происходить такж быстрое развитие
срыва вдоль размаха.
При увеличении числа Рейнольдса и и , близких к критиче-
скому, разрежение особенно увеличивается в передней части пр.,
филя. В результате этого при больших Re , после срыва' потока и
вызванного им падения разрежения (см. фиг. 3), особенно возра-
стают поперечные градиенты давлений
вдоль размаха и интенсивность nepeTt.
кания воздуха в передней части крыла
от сорванной зоны к несорванной. По
этому, чем больше Re, тем быстрее разви-
вает! । срыв потока вдоль размаха кры-
ла. В условиях натуры развитие ерывч
по крылу может в несколько раз пр -
восходить быстроту развития срыва,
наблюдающуюся на \ дели крыта при
малом числе Pf ШОЛ1.Д т.
Фиг. 5.
Развит; однссторонне-
го срыва потока на крь;-
е самолета. Зоны с сор-
ванным потоком зачер-
нены.
Фиг. 6.
Схема влияния срыва на
скос потока и уменьшен,
истинных yr.ioB а гаки сече-
ний, расположенных рядом
с зоной срыва.
Следует подчеркнуть, что в полете срыв потока даже при
весьма медленном увеличении угла атаки очень быстро охвагыва<г
большую часть крыла. Так, эксперимент показывает, что в уело
виях натуры у крыла, набранного ьз профилей серии NACA
при ч-; 0° для того, чтобы половина площади крыла была о л1-1
,:ена срывом, достаточно увеличить угол атаки сверх того, при кото
ром начинается срыв только на 0,1—0,3 При отклоненном щптк*-
такое же развитие срыва требует увеличения у. сверх нача.
срыва только на 0,05—0,1 . и
Следовательно, даже если скорости увеличения угла аТ^ я
самолетом очень малы и равны хотя бы только 0,5—Р/сек., то.
8
бы срыв развился на половине площади крыла, достаточно
;:Хтд^ей секунды-
Итак можно констатировать, что срыв-потока с крыла само-
азв'ивается практически очень быстро. Как же последнее ска-
’.ывается на полете самолета?
Если срыв потока происходит симметрично, то его развитие
1 дается в первую очередь на падении подъемной силы крыла
и'следовательно, на изменении траектории полета.
При таком расположении оперения, при котором оно не попа-
t ci в завихренный слой, сходящий с крыла, срыв потока на крыле
не уменьшает скорость у оперения, но вызывает уменьшение скоса
-отока. что приводит к пикирующему моменту, уменьшающему
’ u атаки всего самолета. Очевидно, что появление пикирующего
"омента желательно, потому что такой момент выводит самолет на
угол атаки, меньший якр • Самолет станет опускать нос, но тенден-
ция свалиться на крыло будет отсутствовать. Однако, опыт пока-
зываст, что в большинстве случаев развитие срыва потока происхо-
ди г несимметрично. Поток срывается неравномерно, охватывая на
д>дном крыле большую, а на другом меньшую часть площади. Встре-
чаются также чисто односторонние срывы, при которых срыв про-
исходит только с одной половины крыла.
Несимметричность зоны начала развития срыва вызывается
двумя причинами: 1) несимметричностью геометрических очерта-
нии крыла и 2) несимметричностью обтекания самолета. Последняя
причина в свою очередь вызывается или наличием скольжения или,
для самолетов МГ в motodhom полете, закрученностью струи
воздхса. отбрасываемого винтом. Если срыв потока -распростра-
ЙЯЯтёя до крылу медленно, то более позднее возникновение зоны
начала срыва из одной половине крыла может и не вызвать резкой
Несимлитуии развитая срыва, так как на тол половине-крыла, на
ФиИфой срыв начался раньше, эн не успеет захватить большой
Пл -К Пр< re i o образуется очаг срыва и на другой половине
Крыл..
Если Срыв разни гея оч ль быстро, то прежде чет. обра-
гей зона срыва на другой половине крыла, подъемная сила
1фылз с сорванным на,Головину обтеканием упадет и возникает
WOMeflT ,| Г лПИИ 1 МОЛ* i Вокруг про ЭЛЬНОЙ О'!: X В СТО-
Г-’Лу крыла, у которого понизился у.
“ результате вращения вокруг продольной оси х углы атаки
пускающегося крыла увеличиваются, а у подни шюще-
. ' J Уменьшаются (фиг. 7), и то и другое будет спосоиство-
1 четрнчности развития срыва потока. Поэтому, чем
Ио Развивается . рыв потоке по крг ту, тем больше вероят-
иикн - -Т 1',!-Blvnie срыва будет происходить несимметрично и воз-
К большие моменты . i, , кренящие самолет.
’'-мрнм, как влияют на развитие срыва потока форма
’’ в ’ я „е и набор профилей.
9
При наборе крыла из профилей одной серии увеличение суже-
ния приводит к смещению зоны начала срыва ст оси симметрю
при прямоугольном крыле ( = 1) к внешним частям крыла
Если в средних сечениях крыла применить профиль, имеющий не
большую величину ср1пах , то даже при значительном сужений
срыв может начаться в средней части крыла.
Фиг. 7.
Схема влияния вращения самолета вокруг про-
дольной оси на углы атаки правого и левого
крыльев.
Последнее объясняется тем, что у прямоугольного крыла
ввиду неравномерности скоса потока вдоль размаха истинные углы
атаки центральных сечений крыла больше, чем углы атаки его
внешних частей, у крыльев с большими сужениями ( Т| = 3—4)
наоборот истинные углы атаки внешних частей крыла превосходят
углы атаки центральных сечений. Поэтому у самолета, имеющего
крыло с сужением т| = 1,0—1,5, повышение угла атаки приводит
к тому, что а станет больше акр в первую очередь в центральных
сечениях и срыв начнется с центральной части крыла. У самолета,
у которого сужение крыла равно 3—4, наоборот а раньше превзой-
дут «кр у консолей'и срыв начнется в первую очередь у них.
Широко распространено мнение, что увеличение сужения
Крыла является опасным с точки зрения несимметрии развития
срыва и что такая компоновка крыла, при которой срыв начинается
в средней части крыла, гарантирует самолет от резких сваливаний
на крыло. Такое мнение является лишь частично правильным.
Если крыло набрано из одной серии профилей, отличающихся
к тому же очень быстрым развитием срыва от задней кромки
к ребру атаки, то уменьшение сужения крыла может даже привести
к увеличению несимметричности срыва.
Последнее, на первый взгляд странное, явление объясняется
следующим. Если срыв, возникший с одной стороны фюзеляжа
в силу несимметрии очертаний крыла или течения потока, сопро
вождается резким падением подъемной силы, то вихрь (фиг.
уменьшает истинные углы атаки крыла с другой стороны Фюзе_
ляжа. Наличие фюзеляжа препятствует боковым перетеканиям в°3
духа в пограничном слое от зоны срыва в сторону крыла, у к0
10
не сорван, и развитие срыва протекает односторонне,
|,0Г< показано на фиг. 5 при а = 21,3°.
как ш му следует констатировать, что такая компоновка крыла,
П°оооп срыв начинается в средней части крыла, будет выгодна
при к°ТТоГда, когда она не приведет к одностороннему развитию
гольк Одно(1ТОрОнность развития срыва в первую очередь вызы-
^пыва. при схеме низкоплана или среднеплана фюзеляж
В и ГСЯ 1 ci ij г
Фиг. 8.
Схема возникноиения одностороннего срыва потока с крыла.
является «перегородкой», отделяющей часть крыла с сорванным
потоком от части крыла, на которой поток не сорван. Если самолет
сконструирован как высокоплан и по оси симметрии крыла отсут-
ствуют какие-либо надстройки, то односторонний срыв становится
невозможным. Поэтому при схеме высокоплана особенно выгоден
с точки зрения симметричности развития срыва такой набор про-
филей, при котором срыв начинается в средней части крыла.
Предотвратить односторонность развития срыва даже при
‘ '<е'*е низкоплана может применение в центральных сечениях крыла
профилей, у которых срыв потока медленно перемещается от зад-
нги кромки к ребру атаки и, главное, срыв незначительно понижает
V сечений крыла вблизи фюзеляжа.
по ^еснмметричное, а тем более одностороннее развитие срыва
КреВ0ДИТ«.к ТОМУ’ что, как было указано, возникает очень большой
>лепЯ1ЦИВ[ момент Момент настолько велик, что отклонение
прав°Н0В Не В СОСТОянии приостановить накренение самолета, на-
крыГТ К0Т0Р0Г0 целиком определяется тем, на какой половине
змен °олее интенсивно развивался срыв. На фиг. 9 показано
лета еННе коэФиИиента момента тх в функции угла атаки само-
имеющего при и — 22° односторонний срыв.
11
Мы видим, что односторонний срыв при =0° дает
/;«ж =—0,05 и при озд =60° дает тг =—0,09 при неотклонен-
ных элеронах. Отклонение элеронов на +15° изменяет тх само-
лета на -0,04. Поэтому, как видно из кривых фиг: 9, тх при углах
22—24°, при которых срыв развивается односторонне, опреде-
Фи:. 9,
ли"' . ги vT ' 1 ’ cfir? "i mr
пр еогклонеинмх itk.’iOhciihu \
з.' &U3JX.
гей не отклонением элеронов, а тем, ил ЗДХоА половине крыла
зоз1 нк срыв. Праг.тк • ci i: это означает, чти самолет перестает реа-
гпроватъ на управление элеронами. г
Дспс вительно, ш\ ;гч сг. т, г; которого зяач Ния //.'
i.j .и едены на 1>нг. 9, летел с ^О3 и —0. Угол ал у,
дичился д > 22 1 огда, согласно кривых фиг. 9, ввиду односторон-
него срыва возникает n;t ——0,05 и самолет станет сваливаться
па левое крыло. Летчик естественно даст ручку вправо, опувгнв
правый и подняв левый элерон на 15е.
Однако, после этого, как вытекает из кривых фиг. 9, г: не
переменит знака, а только уменьшит свою абсолютную величину
и окажется равным —0,01. Следовательно, накренение самолета
будет продолжаться.
Из фиг. 9 также видно, что при полностью развившемся срыве
элероны опять становятся, хотя и менее, но все же эффективными.
Поэтому можно утверждать, что самолет сваливается на крыло не
потому, что в районе элеронов возник срыв потока, который снизил
эффективность элеронов, а в результате того, что несимметричное
развитие срыва по крылу привело к такому значению т , которое
превышает т х, создаваемый отклонением элеронов.
Большие величины т г приводят к очень большим угловым ско-
ростям сваливания самолета на крыло. Угловое ускорение само-
лета при вращении его вокруг оси х равно:
(к»х _ Л1Х
dt ~
где 1Х — момент инерции самолета вокруг оси х При резком
несимметричном развитии срыва, как показывают летные исследо-
вания, угловые ускорения достигают 50—60°/сек2, а наибольшая
угловая скорость сваливания может быть равна 80—907сек.
Такие большие значения о>, приводят к тому, что за 2—3 сек.
крен самолета достигает 90° или самолет даже начинает перевора-
чиваться на спину.
Б зависимости от особенности самолета последний затем
входит или в штопор или в крутую спираль. И в том и в другом
случае переход к горизонтальному почету требует значительной
потери высоты.
Потеря управляемости и допустимая скорость полета
I о избежание сваливания самолета на крыло, возникающею
при достижении углов а , больших якр , инструкции по пилотиро-
ванию самолетов запрещают летчикам летать на скоростях по при-
бору, меньших определенной величины, близкой обычно к скорости
горизонтального полета при экономическом угле атаки.
Так как сохранение скорости по прибору при изменении высоты
полета говорит при неизменном весе самолета о постоянстве угла
атаки, то указание не уменьшать скорость по прибору ниже опре-
деленной величины равносильно указанию не превышать опреде-
ленного значения угла атаки.
Для многих самолетов при режимах длительных полетов, при
которых внимание летчика к пилотированию уменьшается, рекомен-
дуются в качестве предельно допустимых, скорости, по прибору
даже значительно большие скорости, соответствующей а,)К
Для современных военных самолетов, имеющих удлинение
крыла л =5—7, экономический угол атаки а»к =9—12°, а крити-
ческий угол атаки вдали от земли в условиях натуры, т. е. при
больших Re равен 18—20°.
В
Может возникнуть вопрос, чем вызван столь значите
запас между безопасным углом атаки и акр . Мы объясним
пес рядом причин. lv-4-
Если в ооне малых углов атаки и малых cv небольшо<
пение угла атаки вызывает большое изменение скоростей В1?Мс'
'"’ольшего относительного изменения су , то при больших
атаки даже значительное изменение а относительно мало гн'***
пяет с, , а следовательно, и мало влияет на скорость установи^'
шегося прямолинейного полета.
Поэтому при большой разнице в величинах а и якр зап.,
скорости полета между И и скоростью, при которой самол™
теряет управляемость, невелик. Следует также иметь в виду q™
полет при а, «чк буцет полетом на втором режиме, при коти
ром увеличение угла атаки сопровождается при подъеме хмеН1
шением угла наклона траектории самолета, а при планировании
наоборот, увеличением угла планирования.
Фиг. 10.
Схема увеличении угла атаки при переходе к потъему иа втором
режиме полета.
Если летчик, совершая подъем на втором режиме, возьмет
учку «на себя», то пока скорость не упадет, самолет, двигаясь
криволинейной траектории ав (фиг. 10), увеличивает угол на-
клона .раектории, но после уменьшения скорости угол набора
высоты уменьшится и на участке вс траектории движения само-
лета, особенно не облацающего большим запасом статпческоп
стойчивости, угол атаки может стать вследствие поворота траек-
гории значительно больше того, который летчик дал самолету
вначале. I месте с тем для срыва потока достаточно кратковремен-
ного полета при а,
Угол атаки самолета на короткий период времени может быть
увеличен и в результате порыва ветра.
Совокупность указанных причин и заставляет запрепгатв
в целях безопасности полет при а , больших ?.як.
Следует заметить, что ограничение экономической скорость
почти не снижает летных качеств самолета, так как, за исключи
иием полета у потолка для самолета с ЕМГ, все необходимые Д-
самолета режимы полета соотвсгствуют скоростям, значитель
большим экономической.
Мы здесь не говорим о взлете и посадке самолета, при к0
рых угол атаки крыла неизбежно увеличивается до стояночн
и о неустановившемся криволинейном движении с предельно ма.
14
поворота, при котором желателен полет при возможно
1.ал"5сОМ
1 * 11! v*
п самолета, у которого во время полета сильно изменяется
быть даны минимально допустимые скорости по при-
нес, Л°' ''веса при вылете и при посадке. Так как при уменьшении
порУ д пость при a const уменьшается прямо пропорционально
нС' ^квадратному от изменения веса, понижение полетного
на 30%, что может иметь место при полете сильно перегру-
ьеСа ю самолета, понижает величину минимально допусти-
' скорости полета примерно на 15% и, наоборот, увеличение
','11,тН1 ю веса повышает значение минимальной допустимой
1 П) Равно повышает минимальную допустимую скорость и
.рХ'лшп йный полет с перегрузкой. Очевидно, что при a — const
К С-Д&К-
Перегрузку п- \ ----- можно получить только, или увели-
а 2G
V в I п раз по сравнению со скоростью прямолинейного гори-
зонтального полета с тем же су , или при V = const, увеличив су
। п раз.
Именно поэтому летчику труднее выдержать безопасную ско-
ростъ полета при полете с перегрузкой. Этим отчасти объясняется
тн. что I наливание на крыло более часто происходит при криволи-
i;<-iiiiom, а не прямолинейном полете.
Часто говорят о «потере скорости», приведшей к потере управ-
ляемостп. При этом подразумевается достижение якр в горизон-
тельном полете. Следует подчеркнуть, что самолет может выйти
на к| итический угол атаки и потерять управляемость, сваливаясь
на крыло даже при большой скорости, если полет совершается при
большой перегрузке. Так, например, самолет может сваливаться
на крыло и потерять управляемость при выходе из пикирования.
Сваливанию на крыло при вираже или боевом развороте может
способствовать скольжение. Известно, что у скользящего само-
лета обычно увеличивается подъемная сила у того крыла, на кото-
’ самолет скользит. Это особенно сильно сказывается у Само-
йлов, крылья которых имеют поперечное V, так как при этом уве-
нчивается угол атаки крыла, на которое скользит самолет.
5( ^днако эксперимент показал, что скольжение способствует
<е раннему возникновению срыва потока у крыла, обратного
Равлению скольжения. Так, при скольжении на левое крыло
Лры Развивается несимметрично, начинаясь обычно на правом
• л с Исключение составляют лишь крылья, имеющие малое
' ние ( - = 1,5 и меньше).
л,еНияаК0е явленне объясняется следующим. При наличии сколь-
1ф,.г ..У крыла возникают поперечные градиенты давления
кащц. !’ В РезУльтате которых Паблюдается интенсивное перете-
, едвиВ°ЗД}-ха в пограничном слое от идущей вперед части крыла
нутои назад. Это перетекание воздуха увеличивает <\,тах
сечений у крыла, на которое скользит самолет, и, наобоп
шает сечений у обратного крыла. В итоге у крыльев’ УМень-
пием порядка 2 и более увеличение а при наличии ск С.с^’>к"-
приводит к несимметричному срыву, начинающемуся у крыдЛЬ>КеНи"
пого скольжению, хотя угол атаки у крыла, на которое й’ °б^а1
самолет, больше (фиг. 12). 1 к°льзц
Схема возникновения боковых пере-
теканий в пограничном слое при
скольжении на левое крыло.
Фиг. 12.
Развитие срыва потока . рп скгльжении
самолета на левое крыло.
В некоторых случаях срыв начинается у крыла, обратного
направлению скольжения, и в результате затенения крыла ф
ляжем.
Неправильная координация рулей при вираже, приводят зя
к скольжению, соединенная с тем, что вираж с минимальны :
радиусом приходится совершать на углах атаки, близких к
приводит к тому, что возможность достижения 2,.р при вирж<
скольжением возрастает. Поэтому, в частности, сваливание на
крыло практически чаще наблюдается не при горизонтальном п<
лете, ? при разворотах.
Потеря управляемости и требования к эксплоатации самолета
Какие требования следует предъявить летчику и °бслуии,в'’ »
тему составу для предотвращения сваливания самолета на кРь^сТ
Для летчика эти требования выражаются в выполнении i _
рукцин устанавливающих минимальные допустимые скорости
16
инейном полете так и при выполнении различных
т’" "'и'1" пк юлжен помнить, что, скольжение, особенно глубокое,
' in приуменьшении скорости (увеличении а) кинтен-
м,>,к"Т пР|1В тИВ;1ПИЮ самолета. Особое внимание должно обра-
сцв"оМ.' СдЫ‘,.ерЖиваине скорости и недопущение скольжения при
"tii.iTt ся HJ >тС и полете в тяжелых метеорологических условиях,
полете с задней центровкой.
fl *
ешен11е центра тяжести назад, как известно, ‘ уменьшает
L Vкую продольную устойчивость самолета. Это уменьшение,
' ' " ИЧ,< f \ тороны, приводит к тому, что самолет становится более
,;ДН°к отклонению руля высоты, т. е. одно и то же отклонение
Ч\Т01“ приводит к большему изменению угла атаки крыла по сравне-
РУлев , том атаки, при котором самолет сбалансирован. С другой
"^ооны. уменьшение статической устойчивости уменьшает стрем-
1 '• лета сохранить неизменным угол агаки тогда, когда лет-
чик не отклоняет ручку, а угол атаки крыла увеличивается в резуль-
1"г" поворота траектории движения центра тяжести самолета (см.
фиг. 1).
Как мы показали выше, последнее приводит к увеличению
угла атаки крыла и может явиться причиной выхода самолета на
а, последующей потерей управляемости
Соблюдение продольной центровки, согласно инструкции,
является для обслуживающего состава первым условием,
•’.ыполнени. которого затрудняет сваливание самолета на крыло.
Опыт пок 1ывает, что самолеты, которые отличались потерей управ-
ляемости при достижении якр , с перемещением центра тяжести
пере стали гораздо менее «строгими» в пилотировании.
Это, конечно, не означает, что при достижении акр самолет
потеря»! тенденцию к сваливанию на крыло. Эта тенденция остает-
ся, но сам выход на аир будет возможен лишь при грубой ошибке
в пилотировании. в то время как при задней центровке небольшое
невнимание летчика могло привести к достижению аКр с после-
Дующей потерей управляемости.
Неправильное обслуживание и ремонт могут непосредственно
I '>’звать у самолета появление тенденции к сваливанию на крыло.
/'1ень немногие самолеты обладают таким равномерным развитием
и' Ь1ва> ПР” котором не возникают сколь-нибудь значительные Л1Х
самолет, достигнув якр, не стремится свалиться на крыло,
ко интенсивность сваливания и нарастания угловой скорости
па^СТ "Ыть различна. При слабо выраженной несимметричности
сРыва угловая скорость может быть невелика, и летчик
, Уменьшить угол атаки крыла и уничтожить срыв прежде,
-”ви, о 1ОЛег СИльно накренится. В результате этого траектория
успе'етН11Я центРа тяжести самолета в вертикальной плоскости не
«ой си1СИЛЬН° ИСКРИВИТЬСЯ из-за маЛ)й величины проекции подъем-
JtIa,‘{}bI кРЫла на вертикальную плоскость и потеря высоты будет
Б. Т р
• Горощеиц,
17
Причина увеличения тенденции к сваливании) в результате
неправильных ремонта и обслуживания заключается в нарушении
геометрической симметрии крыльев, вследствие чего срыв потока
на одном крыле будет начинаться раньше, чем на другом. Послед-
нее может быть особенно опасно для самолетов, у которых крыло
имеет набор профилен с быстрым развитием срыва потока от зад-
ней кромки к ребру атаки.
Если срыв потока охватывает половину площади крыла само
лета за 0,5 сек., то при угловой скорости вращения вокруг попе-
речной оси <« = 0,21 /сек., увеличивающей я , достаточно, чтобы
якр у одной половины крыла был только на 0,1 меньше, чем у дру-
гой, чтобы на крыле возник чисто односторонний срыв. Мы видим,
что требования к совпадению акр левой и правой половин крыла
очень строги.
К сожалению, экспериментально почти освешен вопрос зави-
симости акр от небольших искажений профиля.
Можно предполагать, что особенно важным для Сушаи
и акр являются выдерживание профиля и отсутствие волнистости
на передней части верхней поверхности крыла.
Несомненно, сильно влияет на акр установка на крыле какнх-лйбо
деталей, например трубки Пито. В частности, с точки зрения сим-
метрии развития срыва особенно неприятной является установка
трубки Пито в том сечении крыла, начиная с которого, происходит
развитие срыва потока на крыле.
При наборе крыла из профшлей с быстрым развитием срыва
может быть весьма опасным нарушение симметрии крыльев вблизи
фюзеляжа, так как интенсивный срыв с одной стороны фюзеляжа
может привести к одностороннему срыву с крыла и очень большим
величинам /И, . Это приводит к требованию тщательного соблюде-
ния симметрии зализов или обтекателей в местах соединения
крыла с фюзеляжем и обводов крыла, часто устанавливаемых
в носке крыла входных отверстий всасывающих патрубков или
туннелей водо- п маслорадиаторов-.
При расположении выходного отверстия водорадиаторов на
верхней поверхности крыла шторки, регулирующие площадь выход-
ного отверстия радиатора, могут явиться источником более раннего
несимметричного развития срыва. Очень важно, чтобы управление
створками приводило к одинаковым открытиям выходных отверстий
правого и левого радиаторов и поток на выходе из этих радиаторов
слева и справа от фюзеляжа был бы симметричен. Необходимо
также, чтобы при полностью закрытых створках, прикрывающих
выходное отверстие, плотность прикрытия створок была одинакова.
Распространенным способом уменьшения или даже устранения
тенденции к сваливанию самолета на крыло является применение
предкрылков, расположенных против элеронов и автоматически
открывающихся при достижении определенного угла атаки, не-
сколько меныпего, чем у крыла без отклоненных предкрыл-
18
ков. Открытие предкрылков не увеличивает cv при я = const, но
вместе с тем повышает акр сечений крыла, повышая тем самым и
Gmax сечении Поэтому у крыла с концевыми предкрылками
срыв потока во шик; ет между фюзеляжем и предкрылками, а за
предкрылками пограничный слой остается несорванным. В итоге
даже тогда, когда между фюзеляжем и предкрылками с одной
стороны фюзеляжа поток сорван, а с другой не сорван, элероны
сохраняют эффективность, хотя сильно пониженную, и летчик, дей-
ствуя, элеронами и ногой, может уничтожить Л4, . возникающий
в результате несимметричного срыва потока.
Автоматически открывающиеся предкрылки должны откры-
ваться на правом и левом крыльях одноврг менно. Если при увели-
чении угла атаки предкрылок, например, на правом крыле откроет-
ся, а на левом крыле, ввиду неисправности механизма, не откроется,
то после открытия предкрылков у правого крыла cv остается нс
изменным. но значительно увеличится г, . В результате этого
возникшее вращение самолета вправо вокруг вертикальной осп
легко может привести к полету со скольжением на левое крыло.
Большая опасность такого полета будет заключаться в том, что
увеличение а , безусловно, приведет к срыву потока с того крыла,
на котором предкрылки остались прижатыми, и неизбежно возник-
нет большой J ,, сваливающий 'амолет в данном случае на то
крыло, на которое самолет скользит.
Одновременность открытия предкрылков зависит как от гео-
метрическою подобия очертаний предкрылков правой и левой
половин крыла, так и от величины зазоров между задней кромкой
предкрылка и поверхностью крыла. Поэтому, тщательный уход за
предкрылками является тем мероприятием, которое предотвращает
-потерю управляемости самолета при достижении углов атаки, боль-
ших критического.
ПОТЕРЯ УПРАВЛЯЕМОСТИ ПРИ ДОСТИЖЕНИИ
САМОЛЕТОМ СКОРОСТИ. БЛИЗКОЙ К СКОРОСТИ ЗВУКА
Продольная статическая устойчивость самолета
при равновесных режимах- и по перегрузке
Как показывают летные испытания и расчеты, основанные па
испытаниях моделей в скоростных аэродинамических трубах, при
приближении скорости полета к скорости звука осуществление
продольной балансировки самолета уравновешиванием моментов
вокруг поперечной осп г может сопровождаться в некоторых слу
чаях сначала уменьшением необходимого усилия на ручку управ-
ления, а потом переменой его знтка и все увеличивающимися
обратными усилиями на ручку управления, так что летчику прихо-
ди 1ся уже не давить на нее «от себя», а тянуть «на себя», так как
речка стрг нтся «уйти от летчика. Если усилие па ручку станет
больше того усилия, когорт может приложить :етчпк, то самол< г
щ
Начнет уменьшать угол атаки, увеличивать скорость перейдет
в пикирование, будет увеличивать угол пикирования и, наконец.
уравновесится при отрицательных углах атаки и пикирования.
Такое затягивание в пикирование еле
Фиг. 13.
Зависимость коэфициевта
продольного момента само-
леы т. от c,t и отклонения
руля высоты.
iycr рассматривать, как потерю управ-
ляемости самолета не относительно про
дольной оси самолета, как это имело
место при сваливании самолета на
крыло, а относительно поперечной оси г.
Описанная выше картина потерн
управляемости может привести к ката-
строфическим последствиям. Поэтому
является весьма важным установить
при каких условиях самолет способен
войти в опасный режим полета и чем
вызывается затягивание самолета в пи-
кирование.
При планировании зависимость коэфпцпепта продольных
моментов tn .самолета относительно центра тяжести от при раз-
ных отклонениях руля высоты о показана на фиг. 13. Гак как
условия бала,нсировки самолета вокруг поперечной осн : требуют,
чтобы /и =^0, то очевидно, что для полета с тон или иной ско-
ростью, а следовательно, и cY необходимо определенное отклоне-
ние руля высоты, при котором т на заданном су становится рав-
ным нулю. Известно, что взятие ручки «на себя» н отклонение руля
высоты вверх ( о„ _ 0) приводит к переходу на больший cv, а сле-
довательно, к уменьшению скорости полета и, наоборот, переход
на меныние су и увеличение скорости полога требует дачи- ручки
«ст себя».
Если имеет место описанное движение ручки при изменении
скорости полета самолета, то самолет обладает устойчивостью на
равновесных режимах, или. как принято говорить, стати-
ческой устойчивостью по скорости.
Очевидно, что чем больше наклон кривой tn . f(cY) к оси
абсцисс, тем нужен больший поворот руля высоты при одной и той
же его эффективности для сбалансирования самолета на новой
скорости полета (новом cv ).
Дача ручки «от себя с целью уменьшения угла а гаки сопро-
вождается отклонением руля высоты вниз.
Допустим, что до движения ручки «от себя момент аэродина-
мических сил, действующих на руле высоты относительно его шар-
ниров, был равен нулю, а следоват лыго, при наличии весовой
балансировки было равно нулю усилие на ручку (фиг. 14а). Тогда
после дачи ручки «от себя» и уменьшения угла атаки крыла и опе-
рения, у руля высоты может возникнуть шарнирный момент, стре
мящийся поднять руль высоты (фиг. 146), т. с. противодействую-
шнГь усилию летчика или, наоборот, стремящийся опустить руль
высоты (фиг. 14в). В первом случае летчику придется, двигая ручку-
лот себя», «давить- на нее, во втором случае движение ручки ог
летчика будет сопровождаться стремлением ручки самостоятельно
«уити» от летчика и летчику придется, «удерживая» ручку, «тянуты
ее. Очевидно, что в первом случае, если летчик, дав ручку «от себя»,
оросит ее, то ручка сама вернется в то положение, при котором
Фиг. 11.
Схема сил. действующих на ру 1ь высоты.
усилие, приложенное к ней, было равно нулю, и самолет вернется
той скорости полета, которую он имел до движения ручки. Во
втором случае (фиг. 14) ручка не вернется в исходное положение.
Поэтому принято говорить, что если при повышении скорости по-
лета летчику надо «давить» на ручку и, наоборот, при уменьшении
скорости «тянуть» ручку «на себя», то еамолет обладает статиче-
ской устойчивостью по скорости со свободными рулями. Связь
между индикаторной скоростью, близкой к скорости по прибору,
с одной стороны, отклонением руля высоты и усилием па ручку,
с другой, для самолета, устойчивого со свободными рулями, пока-
<ана на фиг. 15а и б.
В рассмотренных примерах мы устанавливали зависимость
между отклонением руля, усилием на ручку и скоростью полета.
При криволинейном полете, сопровождающемся перегрузкой,
важны величина и знак усилия, возникающего в тог момент, когда
летчик, отклоняя руль, изменяет этим угол атаки крыла, но ско-
рость еще нс успела уменьшиться.
Допустим, самолет летит горизонтально при определенном cv-
Если считать, что в первую секунду скорость при увеличении cv до
значения су' ощутимо не изменяется, то величина перегрузки п
будет-равна отношению .Очевидно, чем больше отрицательный
cv
наклон кривой tn f cv,) (см. фиг. 13), тем больший момент
должен быть создан отклонением руля высоты, для того чтобы
самолет оказался сбалансирован ье иа cv,а на с/ . Таким образом
21
существует зависимость между увеличением перегрузки п на еди-
ницу, наклоном кривой т, /(<’„) > углом отклонения руля высоты
и усилием на ручку. Если у самолета для создания положительной
перегрузки летчику необходимо ручку взять «на себя», испытывая
при этом ее сопротивление, то говорится, что самолет у с т о н ч и в
п о н е р е г р у з к е. У устойчивого п ) перетру зке самолета отрн-
Фиг. 15.
Зависимость or индикаторной скорости noaeia: (/ — от-
клонения рули высоты, необходимого для балансиров-
ки самолета; б—усилия на речку нрн этом.
дательная перегрузка сопровождается движением ручки «от себя»,
причем летчику» приходится «давить» на ручку. Математические
условия наличия статической устойчивости по перегрузке выра-
» dm.
жаюгся в том, чго должно быть удовлетворено неравенство — 0.
dcv
> данном случае мы оерем частную производную, потому что ечч-
1аем V const и изменяющимся только cv Наличие устойчивости
на равновесных режимах (по скорости) требует, чтобы меныьс-
нуля была полная производная от т , т. е. чтобы
а так как
dm dm. dm d\'
dcv dcv ,)V dcv
io юлжно иметь место неравенство
Прн относительно небольших скоростях полета и неработаю-
щем моторе величина т, зависит от Е в малой степени и практи-
чески до Ма 0,4, при каких бы скоростях ни испытывалась модель
самолета в аэродинамической трубе, будет получаться одинаковая
зависимость /// ~f(cv) Поэтому можно считать, чю при малых
дм. п dm dnt
скоростях - —0. Следовательно, в этом случае -- ——
/Д' дсу dcv
самолет не может быть неустойчив пи скорости, являясь устойчи-
вым по перегрузке, и наоборот. Б моторном полете ввиду изменения
<9/>/. л „
тяги винта при изменении скорости величина б. Ь резуль
тате этого самолет будет иметь разную величину устойчивости на
равновесных режимах и по перегрузке. При Ма 0,4 коэфнцие/п
/и начинает при постоянном cv зависеть от скорости, а при Ма,
больших Л1</кр, т. е. того Ма. при котором наибольшая местная
скорость при обтекании крыла становится равной местной скорости
<вука. эта зависимость становится весьма значительной.- При этих
Ма значение /и. определяется величиной скорости полета в такой
же степени, как и cv. В этом случае приходится отдельно расс.маг
ривать устойчивость самолета на равновесных режимах (по ско-
рости) и по перегрузке.
Потеря управляемости самолета ни больших скоростях
Па фиг. 16* показано течение кривых mz f(cv) самолета
но испытаниям его модели прн разных значениях Ма и % 0.
Мы видим, что при больших Ма течение кривой ///. ffc^) в основ-
ном определяется величиной Ма эксперимента.
При полете без перегрузки каждому о,, соответствует свое зна-
чение скорости полета, а следовательно, и Ма, причем эта зависи-
мость, естественно, будет изменяться при изменении высоты
полета.
Определяя величину Ма, соответствующую различным с,.» и,
находя по Су и Ма, пользуясь фиг. 16, значения /и.. мы получим кри-
вую ///. /(б,,) , соответствующую условиям горизонтального по-
лета, при котором подъемная сила Е равна весу самолета G . Такие
кривые на фиг. 17 показаны для трех высот жирными линиями
При установлении связи между Ма и cv при с\, — 0 величина Мс
была подсчитана по скорости отвесного пикирования. На фиг. 17
гонкими линиями показаны кривые ///. , данные на фиг. 16,
Фиг. 16 и большинство дальнейших фигур заимствованы из рабщы
Г. С. Калачева —„О потере продольной у правляе.моп и самолета при боль-
ших скоростях полета", ЛИИ МАП.
23
т. е. полученные в аэроднн (Мнческоп трубе, при разных Ма, без
установления связи между Ма и с,,.
Таким образом вместо одном крп
вон wz f(cv) при оЕ 0. которая по-
казана на фиг. 13, при отсутствии
зависимости т. от I/, теперь мы по-
лучаем несколько кривых для различ-
ных постоянных И, а следовательно,
и Ма и кривую, потученную при ус-
ловии отновременного изменения cv
и V, связанных требованиями равно-
весия сил в прямолинейном полете.
При наличии зависимости т. только
от cv и независимости его от скоро-
сти наклон кривой in, — f(cv} харак-
3,|ачсния ,,ис.ла MaXd теризовал статическую устойчивость
на зависимость коэфициента ' -
протон,ною момента само.те- самолета как при равновесных рели-
за т. от с. мах (по скоростиI, так и по перег-
рузке. Но при скоростях полета, при
которых течение тг -=f{cv) зависит от скорости, устойчивость
по скорости и по перегрузке будут характеризовать различные
кривые т.~ f[cv).
Наклон кривых in2 f(cv) , приведенных на фиг. 17 тонкими
линиями, характеризующий величину—— , определяет наличие
устойчивости по перегрузке. Наклон же толстых кривых фиг. 17,
dm.
характеризующий величину и знак -—* . позволяет судить о сте-
dcv
пени устойчивости самолета при равновесных режимах (по ско-
рости).
Обратимся к кривым фиг 17, характеризующим устойчивость
самолета при равновесных режимах. Двигаясь от больших cv
к малым, т. е. от малых скоростей к большим при Н — 4000 л/, мы
видим, что до c.j — 0.10 устойчивость по скорости у самолета мед-
ленно увеличивается. Затем наклон кривой резко меняется и
в диапазоне значений с„ от 0,1 до 0 самолет становится резко не-
устойчивым В этом диапазоне су летчику для того, чтобы перейти
<?т су— 0,1 к су =0, т. е. от балансировки самолета в горизон-
тальном полете, примерно, на Утах к балансировке при отвесном
пикировании, необходимо создать поворотом руля высоты большой
положительный момент, так как только при положительном доба-
вочном моменте от руля высоты т. самолета при сх, — 0 может
стать равным нулю.
Для того чтобы создать рулем высоты положительный момент,
летчику придется «дать» ручку не «от себя», а на «себя», преодо
левая усилие на ручке, стремящейся уйти от летчика. Если летчик
24
этого не сделает, то пикирующий момент заставит самолет перейти
на отрицательный угол атаки и самолет войдет в отрицательное
пикирование. Увеличение абсолютной величины отрицательного с
будет уменьшать абсолютную величину гл, и на высоте 4000 м при
cv = 0,06 (см. фиг. 17) т. самолета при = 0 станет равным
нулю, т. е. самолет уравновесится в положении планирования или
Фиг. 17.
Влияние Ma hi зависимость т. от су. Тонкие ли-
нии: Ma - consi жирные линии: при равновесны?
режимах.
пикирования вверх колесами. При этом скорость полета
будет несколько меньше, чем скорость отвесного пикирования.
На фиг. 18 приведены величины отклонения руля высоты, не-
обходимые для балансировки самолета на разных скоростях
полета, построенные для трех высот на основе кривых (риг. 17. Мы
видим, что на высоте 4000 м до =640 км/час при повышении
скорости летчику приходится все интенсивнее отклонять ручку
<?от себя». В диапазоне скорости от V, =640 км/час до
V, = 730 км/час балансировка самолета требует меньшего откло-
нения ручки «от себя . При'У,- от 730 до 800 км/час ручка должна
быть взята летчиком «на себя». Пунктирный участок кривой харак-
теризует отклонения руля высоты при перевернутом полете само-
лета. В полете вверх колесами =0 при V; =760 км/час.
На фиг. 19 приведена кривая усилий на ручку, которые должен
приложить летчик для отклонений рхля высоты для балансировки
самолета. Мы видим, что если Н = 4000 м, то при V; > 730 км/час
увеличение У приводит к необходимости для летчика «не давить»
па рхчку, а «тянуть» ее. так как ручка стремится «уйти» от летчика.
2’>
При V ,=- 810 км/час усилие на ручку максимально и равно —50 кг.
Переход в перевернутый полет приводит к уменьшению усилия на
ручку, которое при полете вверх колесами со скоростью
760 км/час становится равным нулю.
Зависимость необходимого.для балансировки самолета отклонгщю
р\ тя высоты от пит жаториой скорости.
Фиг. 19.
Зависимость усилия на ручку от индикаторной
скорости.
Допустим, летчик повысил скорость пикирования на высоте
4000 м до такой величины, при которой усилие на ручке Р = —50 кг
и он выдерживает такое усилие. Для того чтобы вывести самолет
2Ь
из пикирования, необходим криволинейный у :асток траектории
слета, т. е. полет с перегрузкой. Для создания перегрузки летчик
должен отклонить руль высоты, на что необходимо затратить допол-
нительное усилие. Если считать, что на криволинейном участке
траектории в первый момент времени V — const, то отклонение
руля и усилие должно быть тем больше, чем больше наклон тонких
кривых фиг. 17, т. е. чем больше устойчивость по перегрузке.
Из фиг. 17 (тонкие кривые) мы видим, что при Ма, больших
0,75, т. е. при полете с cv меньше 0,15, и дальше при отрицатель-
ных с„ кривые ///_ \f(cv) при Ma = const имеют большой стри-
гальный наклон, т. е. самолет является весьма устойчи-
вым по перегрузке. Следовательно, для того чтобы перейти к кри-
волинейному движению с перегрузкой, необходимо значите тьное
отклонение руля высоты, требующее, естественно, большого усилия
• летчика.
Действительно, расчеты показывают, что если самолет имеет
характеристику т , приведенную на фиг. 17, то для того,’ чтобы
. здать перегрузку, равную 2, после отвесного пикирования со ско-
ростью 810 км/час по прибору на высоте 4000 м. т. е. чтобы начать
плавно выводить самол°г из пикирования, летчику необходимо
г иложить дополнительное усилие на ручке «на себя», равное
15 кг. Мы показали выше, что ввиду отсутствия устойчивости по
скорости при пикировании с =810 км/час летчик должен удер-
живать ручку с усилием «на себя», равным 50 кг. Следовательно,
если оч не в состоянии создать усилие «на себя», равное
50 ' 15 65 кг, то летчику не удастся вывести самолет из пики-
рования с перегрузкой 2.
Следует заметить, что при выводе самолета из отвесного
пикирования при V,- =810 км/час (VE =990 км/час) на высоте
4000 м с-перегрузкой 2 радиус выхода будет равен около 4000 ло
При столь большом радиусе выхода у летчика может создаваться
впечатление, что самолет из пикирования не выходит.
Данная картина характеризует типичное явление потери >прав-
с’и самолета при достижении им близзвуковой скорости и по-
’ывает. что потеря управляемости связана с наличием на близ-
шуковых скоростях неустойчивости самолета на равновесных режи-
мах (по скорости) и большой устойчивости по перегрузке.
Потеря управ кчемости на больших скоростях
и требования к пилотированию
Отклонение руля высоты, необходимое для балансировки само-
лета при V = const и изменении су, определяется не только знаком
н0 также изменением угла атаки оперения, вызванным криво-
му
линейным движением самолета и зависящим от кривизны траекто-
рии и от расстояния горизонтального оперения от центра тяжести
27
самолета. Поэтому, в частности, при Ма = 0,7 хотя^/Нг > 0 и само-
dcv
лет неустойчив по перегрузке (см. фиг. 17), для создания положи-
тельной перегрузки летчику все равно приходится брать ручку
«на себя», но отклонение ручки и необходимое усилие будут малы.
Фаг.
Зависимость усишя иа ручку от индикаторной скоро-
ci । при ратшчных перегрузках.
Так. для рассматриваемого самолета при V, =650 км/час расч-т
показал, что для создания перегрузки, равной 2, необходимо при-
ложить к ручке дополнительное усилие «на себя», равное только
1,21кг. т. е. очень малое.
При Ма. больших 0,70, как следует из фиг. 17 —= принимает
отрицательное значение и усилие на ручке, необходимое для созда-
ния пер узки, увеличивается.
На йиг. 20 привечена кривая усилия на ручку в функции Vi
для Н — 4000 м при значениях п ——1: 1; 2; 3 и 4.~ Устойчивость
по перегрузке характеризуется вертикальным смещением кривых
п - const относительно кривой п = I (горизонтальный полет). При
V,. 650 км/час кривые проходят тесным пучком; следовательно,
при V; = const небольшое изменение усилия на ручку приводит
к большой перегрузке. При меньших и больших скоростях расстоя-
ния между кривыми при ' . = const увеличиваются. Так*, при
28
V, = 400 км/час для создания п = 4 необходимо приложить уси-
лие Р = —20 кг.
Такое же, примерно, усилие для перегрузки 4 следует прило-
жить к ручке при V, =750 км/час. Рассматривая кривые фиг. 20,
можно сделать интересные выводы, показывающие, насколько не-
ожиданно для летчика может появиться у самолета сильная тен-
денция к затягиванию в пикирование.
Попустим самолет летел горизонтально со скоростью V', —
420 км час. Из фиг 20 следует, что при этом усилие на ручку
Гыло равно нулю. Если летчик решил плавно войти в пикирование
ио криволинейной траектории (фиг 21). создавая перегрузку
—• 1, то из фиг. 20 вытекает, что он долже i дать ручку «от себя»
с силон, равной +11 кг-
С • -ма втои в инкнр ванн с отрицательно..
гр\ JKI
По м< ре роста скорости полета и при сохранении п ——1 это
; илие бутет немного возрастать и при V'. = 670 км/час станет
иным примерно 17 кг При дальнейшем росте скорости усилие
летчик; .1 « бя наччг уменьшаться и при скорость 750 км/час
с анст равным только -5 кг. Обращаем вни ганг е что по .арак-
тэру усилия последнее б^дет для летчика нор гадьным, так как,
вводя сад лет в пикирование, ле-i ик i у вег "еет с ротивлег.— руч-
ки и вынужден па нес давить. создавал усилие «от себя
Долу п л, летчик petu’;' г прекратить кркзолпне зое дзю нис
самолет отрицат тьно i ре Тогда при т же
76 км!чсс, ни при п Г ' нс —1) < (гласно Фиг. 2 ' уз .тп<
и ручке •нит и в? т
тшт, чувств, ма
( при ся г е р i з а т ь р т»
о к.ч, с у (Л'.;м —7 кг. При от ' л ' зкс
п = — i и скорости V, ==790 км час для i.thoiv на
фиг. 20, переход от криволинейного полета к прямолинейном' смо-
при ги усилию, разному —30 J,
в . псявптс" тег к -ii-
ро ванне.
По., и. чны на фш 18—20 характерней! i отк <,нен; лей
кпв на реку приведены инженером Г. С. К . i"T ,тм ^з-
1з. ньц д.ь. требитсля, имеющего вес 4—5 :. Естественно, что
цифры, данные выше при изменении размеров самолета, его веса
29
и особенностей аэродинамики, могут меняться в широких пределах
и приведенные графики следует рассматривать лишь как картину
потери управляемости при больших скоростях полета. Следует
заметить, что при отсутствии перегрузки (п=1) нарастание ско-
рости при пикировании происходит довольно быстро. Так, напри-
мер, в разобранном примере при п = 1 скорость изменяется за
5—6 сек. от 730 до 810 км/час и Р от 0 до —50 кг Последнее долж-
но заставлять летчика немедленно реагировать на замеченную тен-
денцию к затягиванию в пикирование.
Затягивание в пикирование исчезнет при уменьшении ско-
рости полета, что достигается изменением траектории полета (выхо-
дом из пикирования , а при горизонтальном полете — уменьшением
тяги моторов. Летчик должен помнить, что при прямолинейном
полете явлению затягивания в пикирование будет предшествовать
уменьшение усилия «от себя», которое летчик прилагает к ручке
при возрастании V.
При входе в пикирование с отрицательной перегрузкой явле-
ние затягивания может внезапно резко сказаться после перехода
к прямолинейному пикированию. Возможно появление затягива-
ния в пикирование и при переходе от подъема к горизонтальному
полету по криволинейной траектории с отрицательной перегрузкой
(см. фиг. 21 1, так как такой переход будет сопровождаться повыше-
нием скорости полета.
При достижении таких скоростей полета, при которых самолет
интенсивно затягивается в пикирование, для вывода самолеТа из
пикирования летчик, естественно, прибегает к повороту триммера
или стабилизатора, если последний у самолета управляемый.
Применение триммера для снятия усилия и тем более пере-
менного стабилизатора вполне эффективно, так как отклонения ру-
лен, при которых самолет сбалансирован при пикировании, невелики
(см. фиг. 18). Однако следует помнить, что при снятии усилия, рав-
ного 50 кг. триммером или стабилизатором кривая Р = f (П;)
(см. фиг. 19) сместится вверх в область положительных давлений,
так как ко всем значениям Р придется прибавить 50 кг. Поэтому,
как только скорость самолета на Н = 4000 м вместо 810 км/час
достигнет 730 км/час. при которой без отклоненного триммера
Р = 0, то с отклоненным триммером Р станет равным +50 кг, т. е.
ручка будет «давить» на летчика с силон 50 кг, и если летчик не
удержит ручку, то самолет будет двигаться криволинейно и смо-
жет возникнуть большая положительная перегрузка. Поэтому поль-
зоваться триммером и стабилизатором следует весьма осторожно,
не допуская больших отклонений как триммера, так и особенно
стабилизатора и то только, если не хватает физических усилий.
Следует иметь в виду, что не у всех самолетов изменение
in, f(cv} в зависимости от Ма будет иметь такой характер, как
показан на фиг. 16. Возможно течение т, = f(cv\ , подобное пока-
занному на фиг. 22. Мы видим, что при увеличении Ма до 0,8 и 0,86
при малых cv , как и на фиг. 16, абсолютные значения отрицатель-
30
ных т г возрастают. При оолыпих cv центр давления на крыле
при увеличении Ма смещается не назад, а вперед, что приводит
даже к положительному значению тг.
В итоге при Ма = 0,8—0,85 приобретают большую поло-
dtj,
жительную величину. Последнее приведет к тому, что при больших
скоростях полета самолета бу-
дет неустойчив не только
по скорости, но и по перегрузке.
Последнее опасно в том отно-
шении, что у такого самолета
начатое рулем высоты увеличе-
ние су при V = const будет на
большой скорости приводить к
непроизвольному сильному воз-
растанию cv. Одновременно бу-
дет возрастать перегрузка и ее
величина легко может стать не-
допустимой.
Что же должен делать лет-
чик для того, чтобы не попасть
в опасный режим потери управ-
ляемости при больших скоро-
стях полета?
Фиг. 22.
Влияние значения числа Маха на
зависимость коэфициента продоль-
ного момента самолета от с,г
Для самолетов, прошедших государственные испытания и по-
ступающих в строй, всегда указываются скорости, при которых
пилотирование самолетом безопасно. Следует иметь в виду, что
влияние сжимаемости на значение т. определяется не величиной
скорости, а отношением скорости к скорости звука, т. е. величиной
Ма. Поэтому наибольшая допустимая скорость ограничивается
допустимым значением Ма. Так как скорость звука при изменении
температуры меняется, то при изменении Т будет изменяться и пре-
дельно допустимая воздушная скорость полета.
Летчик в полете определяет скорость полета по прибору. При
постоянной высоте полета, определенной по давлению, т. е. по
показаниям высотомера, предельно допустимая скорость по при-
бору не изменяется от температуры, так как при постоянном давле-
нии V „р приближенно обратно пропорциональна корню квадрат-
ному из температуры и прямо пропорциональна воздушной ско-
рости, а скорость звука, а следовательно, при заданном Ма воз-
душная скорость, прямо пропорциональна корню квадратному из Т.
Постоянство Игр весьма удобно, так как в противном случае для
каждой высоты пришлось бы давать не одно предельно допустимое
значение Упр, а, в зависимости от температуры, различные значе-
ния приборной скорости полета.
Следует подчеркнуть необходимость повышенного внимания
летчика к скорости полета самолета с турбореактивными двигате-
31
лям», так как именно у таких самолетов скорость, даже при поло-
гом снижении, нарастает очень быстро.
Если на самолете установлены воздушные тормоза, не позво-
ляющие достигнуть опасных скоростей, то пользование тормозами
является обязательным. Следует помнить, что при пикиро-
вании увеличение веса самолета будет повышать скорость пикиро-
вания. При повышенном весе тормоз может оказаться недостаточно
эффективным п скорость пикирования может повыситься до недо-
пустимой. Предельная скорость пикирования с воздушными тормо-
зами будет увеличиваться также и с высотой полета при понижении
предельно допустимой воздушной скорости (из-за понижения тем-
пературы). Поэтому, если тормоза позволят неограниченно пики-
ровать на средних высотах,^то на большой высоте продолжитель-
ность пикирования может быть ограничена.
Ео многих случаях на самолетах устанавливаются приборы
махметры, непосредственно показывающие число Маха полета.
Естественно, что при наличии такого прибора летчик должен, руко-
водствуясь показаниями махметра, не допускать полета с Ма,
превышающим указанный в инструкции.
Показаниями махметра значительно удобнее пользоваться
в полете, чем показаниями указателя скорости, так как летчик
должен знать только одну цифру предельно допустимого значения
Ма, а не ряд предельно допустимых щростей по прибору, изме-
не И гщхсч с высотой
Соблюдение помещаемых в инструкциях предельно допустимых
скоростей полета по прибору или значений Ма, естественно, будет
гараитир .чать сохранение управляемости самолета, у которого
аэродинамические характеристики тождественны характеристикам
< а*’. Га :та ц,1В(. результатов летных испытаний которого реко-
1 г жиг».- зги предельные скорости полета.
ПОЭТОМУ В тех случаях, когда можно предположить наличие
1 неявя в хар crepi'стоках сейолстд, полечь
; । . ' ' г >11 ч / 1 I . предо. ГОрОЖНОСI 1МИ.
Например, После та иди оперения ре пгивного само-
лета (н частности. замены обшивки) необходима поверка охране-»
и* . ’, ' м. • шг.т ;в. пред ч ы; . ." ! й полет \. При
пг ч е легчи ш весьма с о зыходить на пре-
дельные скорости, не допуская значительных отрицательных пере-
. ) об| • b'jh ос< бо внимание из и i пне усилия 1 ручку
ь скорое N При н 14ав leircx уменьшении
. >1Р
усилия, изм<hi и 1 . . . 1. е. ‘ ... i д . зния при ув •
ли • i скорое вчима 1 должно быть повышено, а при измене-
нии самого и на Р, т. । п1 явлении затягивания, повышение ско-
стч д 1 быт пр а щ. ю. Проверив, не появилось ли у са
лета затягивания в пикирование, летчик должен небольшими, но
энергичными движениями ручки «на себя» проверить на несколь-
32
I a скоростях, нс появнлас , ли значительная неустойчивость пи
перегрузке характеризуемая те м, что после короткого движения
। учкн «на себя самолет сам начинает интенсивно увеличивать угол
атаки, создав при этом большую п< регрузку
Мы рас. мотрелн явления потери управляемости самолета
относительно поперечной оси, вместе с тем при близзвуковых ско
рестях полета могут возникнуть ненормальности с управляемость: i
самолета относительно продольной оси.
Эти ненор нЯЛЬНиСТН чаше ВС IO С1.3 ЬПЛИГСЯ В появлении Перё-
г.омпенсации элеронов. зыраж-иошейся в следующем.
Отклонив элероны на ix средних скоростях. летчик дол-
.!••• пр< юЛс .ать шарниэн- i м. • нт iipii. ai . к ручке опр-
• ’ НН',£> ус Пре Г1ОВ1 JJ< ШИ скорости пи По. . ТО I. 1 IK
на крыле против •• роков местная счороеп значительно перевыш г
местную скорость звука ырпнрнын момент начни .. . резке умснь-
i.T'i я и злом м< ••••шт «так. Отклоняя ру 4 кт управ,тс юш, ктчик
Г- М НС HCI ЫТЫВ I икс .ого < опр<>1 -НИЯ ДВ.. .1 ручки.
Иао' )рог, ручкт Г".1 стрем; я двигаться в то ,цр( ци, в •••
1 я ’ • OTK >1'11” летчик И ПОСл 1И му Приходится » I .
; ши.ь ручку i илон
Гахое яг об ет.я визникно ни а ска .ом п
[ия такого pacnpv.te.Ti пня щвления вдоль по хорде э.н рона, кото-
.!• теремгша i вперед точку приложения аэро.шна- скнх сил,
{еиствуюшнх на хтсюн, 1 того момента, с которое равнодсГктвую
щая 1эродина:.ичо( „и. ш.л будет приложена вперед оси вращения
Лерона, ссте< - . нно мучит описанные выше явления.
Гели шленпя перок.шггештшии возникнут в полете, то для и
у. анемия летчик л шт уменьшить скорость полета
Конструктивно lepei '. т-пс 1ия элерон. устраняется учлпне-
нием хорды элерона рпкл пыванием полоски дюраля, гой или
I 1 ширины. Прн . ожалению, устранение перекомпснсации
i!p близзвуковых скор, tux сонрово дается i . ; нием шариир-
п I" момента и утяжелением управления лерошн на ма ibix и
средних скеростях полета *
Заметим, on изменение длины хорды элерона на несколько
миллиметров спо обно весьма сильно сказаться на величине и
“актере боковых усилии на ручке управления.
Причина изменения продильнг ; устойчив •. ги на близзвуковых
•сиростях и требования к обслуживанию и ремонту самолета
Мы описали явления возникновения неустойчивости самолета
• равновесных режимах при больших эначениях Ма. Посмотрим,
•< ч бъясняется толь интенсивное» изменение устойчивости само-
лет.-: и. насколько возможно, осветим вопрос влияния на устойчи-
вость самолета при еэолыпн* Ма выдерживания геометрических
3. Б- Т. Горощенкл.
33
очертаний профиля крыла. Выше мы указали, что устойчивость
па равновесный режимах (по скорости) определяется значением
полной производной tnz по с„.
У самолета, устойчивого на равновесном режиме, должно быть
соблюдено неравенство < 0.
Напишем выражение .
dm. дтг dm, dV
dcy dcv dV dcy
так как dMa 1 dm, dm, dMa 1 dm.
— — , то z- —
dV а аИ dMa dV a dMa
При прямолинейном полете
iz. _ 2G cos Н
dV 2GcosH _ V
de /"2G cos H „ „ 2c ’
o!Z —У
следовательно,
dm. dm. 1 dmz V
dcv dcy a dMa
В итоге имеем
dm. dmz dm. (1)
dcv dcv dMa
Как следует из формулы (1), полная производная от тг по су,
характеризующая статическую устойчивость самолета на равновес-
ных режимах, зависит от частных производных — от тг по су при
Ма = const и от т, по Ма или, что то же, по V при cv = const.
О ^т-’ Mtt гл
Важно то, что умножается на —— . При больших скоростях
Ма
полета с„ мало, поэтому величина --- имеет большое значение
34
и знак производной —~Пг определяется в итоге знаком частной
f,Cv
производной niz по скорости (по Ма}. На значение частных произ-
водных /п. no cv и по Ма оказывают влияние крыло, горизонталь-
ное оперение, фюзеляж и моторные гондолы.
Так как мы не излагаем в настоящей главе теорию статической
устойчивости самолета, то ограничимся лишь анализом влияния на
dm, dm-
---— и —— только крыла, поскольку это влияние является основ-
дМа дсу
пым. Если обозначить через лт отношение к средней аэродинами-
ческой хорде крыла расстояния центра тяжести крыла до ребра
атаки САХ, то
mZKf = cm хТ с
где ст — коэфициент момента крыла относительно ребра атаки
средней аэродинамической хорды.
Следовательно,
^Гкр __ дст
дМа дМа ’
— de
ст = ст. ^fc , где xF =-----—m- ;
дпг кр дМа — 0СтО _с дхр (2) дМа у дМа
Подставив выражение крыла (2) в формулу (1), получаем, что для
кр ___ dftlz кр dCy dcv дст(, Ма дх Ма_ . дМа 2с у дМа 2
гак как _
/Я- кр — Хт Су — Хр Су т Хх Cv СтО ^F )
dmz
дсу
хр
и, следовательно, -
dm: кР _ — —___ дстй Ма дхр Ма
de у Xr *F дМа 2с у дМа 2
3*
35
На фиг. 23 приведены типичные изменения <т0 и х/ в ф; нк
цип Л1а Мы видим, что при значительном увеличении Л1а сверх
Ми, <'О и ——0. Затем знаки производных резко
I V/п дМа
ися. 11а том диапа оно Ма, на котором 0 и ^А/ О
dAla d Ист
хотя |л*т л/ ) отрицательно, а следовательно, крыло
dcv
f*r»l
С'Н.Г само. Р Т' . Ю/ЧИВОсТВ Пи Ш orlp зкд. ' кр 0 и l.pbljto
т/с,,
I'Sh обр I юе.тт очен: биЛьНО. I? 'То 1ЧНВОС р; р I , 1
Г ’л\ИМ<
Фиг. 23.
1 -.с.яни числа Маха на i 0 и по
нпс фокуса на крыле.
Фиг. 24.
В зияние Ма а . ,
и зависимость с„
от а.
Появлению аглягпвания в пикировании может способствовал;
и такое яс они
У некоторых профилей крыльев увеличение Ма приводит
к и . ленению течения £ /(а), показанному на фиг. 24. Мы
видим, что уменьшение абсолютного значения я (угла атака,
при котором 0; и уменьшение, начиная с определенного Ма,
de
вел 1 "И ’ , делает необходимым при повышении скорости сверх
d'j.
опрел ленного се значения не уменьшать угол атаки крыла, а ув
личнвап его. Последнее приведет к увеличению утла атаки опере-
ния возникновению пикирующего моме 1та и появлению тенденции
са\ "летя входить в пикирование. Если в результате интерференции
с фк ля/ ем падение су при очень больших Ма будет вдоль крыла
неравномерным и особо скажется в се ениях крыла, расположен-
ных геред оперением, то скос потока у оперения уменьшится, его
угол атаки увеличится, что еще более повысит пикирующий момент.
Заметим, что положительное значение — в сильной степени
Лс
дс
ависиг от производной —- умножаемой на большую величину
"• личина близка к н\лю тогда, когда ;при малом
дМа
• ’’и ) нулю. Даже ребсин пое отрицательное • приводит
UL dni ।
к отрицательному —и к положительному значению
йЛ и dt„
Оте? • •;. ет треб анис к точности выл • игания од >в
них ч^е.т^й профиля, так как пи. \e6oj иоен< : н« • , •?• ;б<н-
но отгиб вис задней кромки крыла, способно значительно изме-
нить вели1 • , • , , . Так, например, у одного из профилей утолше-
j не профиля на 0,_5" i о хорды в области, .<111,01 на 80% от
ребра атаки, привело при Ма 0.8 к изменению с,„ с —О.ООо
до —0,035 и одновременно увеличило с 0,16 до 0,25. В итоге
dlf:
' , хпракторпч и • нсустончиг.ость на ; •лповгеиых режимах,
dcv
.•.носимую сри.н чп резке увеличилось
При м; м или пав•чстве его пул к? стойчиь ть на
дМа
bhobi <ных рс зимах ./быть вызвана тшочн т ж .тем шой
V/. / (Лк), которое характеризуется при увеличении Ма интен-
сивным гшромещенИ' м фокуса назад. Если в рез штате ист < • ч--л
рофиля ск чс давления во<никнет при "сил пор гч
(уменьшится .И<1ьр ). го явлен,н потери уст о Ьшаости на ргг" шее
вых реи имах может возникнуть неожиданно для летчика на Мень-
шей скорости полета’
К 1к известно поли ени< цс гра давлен я пт крыл харак)при-
знанием , ---— — - д/
ОчеЗИДИо. 4iu ИОВЫ НИ обСОЛЮТНОГО I Т , I п
,*тр атсльну. велнтну и во_р. <тани при пмгыш Ма
тюзн 1чшот смещение центре .таплеция : ! т
Это перемещение в ятол • г пикнр >мен1 ]
нвающп. устойчивость по п.р( ,пзт и 1 1 1 ийчн-
ность но скорости.
Иа чв - I? \, : । ю <,,“/( п!и 11 1 • Н I
de
и при 0,? значение ду — — принимает нс цп •• на-
тельную, а отрицательную величину. Последнее может привести
• чению кривой т с?*:с.ч । ? по^а «иному н ? фиг. при
'•’re 0,8 п 0.86 и к вочнн.кновешпо большой ш устойчивости ,.мо-
ria ио порогт.'зк'е. Если измене нче обводов Ир криля ент.зттло Л’? кр
и уменьшило Ма. при котором кривая cm—f(cv) имеет участки
с большими отрицательными значениями Хр , то летчик сможет
обнаружить отсутствие устойчивости по перегрузке на той скорости,
на которой ранее этого не наблюдалось. Отрицательное значение
хр может принять только при относительно больших cv и боль-
ших Ма. Такое соотношение cv и Ма может быть достигнуто только
при наличии довольно больших перегрузок. Сочетание больших cv
и Ма тем более опасно, что летчик, создав на большой скорости
значительную перегрузку, может неожиданно достигнуть таких cv,
при которых самолет теряет устойчивость по перегрузке. Это вызб-
Фиг. 25."*’
Возможное течение за-
висимости коэфицнен-
та момента профиля от-
носительно ребра атаки
от cv при большом зна-
чении Ма.
вет у самолета непроизвольное увеличе-
ние угла атаки, сопровождающееся даль-
нейшим резким повышением перегрузки,
которая легко сможет превысить допус-
тимую по условиям прочности.
Показанное на фиг. 25 течение кривой
ст — f(cy) характерно не Для всех профи-
лей, но если на- самолете применен про-
филь, отличающийся таким течением ст—
=f(cv), то летчик должен быть особенно
внимателен к поведению самолета при
криволинейном полете на большой ско-
рости, в частности—к выходу из пикиро-
вания, особенно при первом полете само-
лета после ремонта.
При скоростях полета реактивных самолетов даже очень не-
большое изменение т2 самолета вызовет очень большое изменение
значений М2. Так, например, если в результате смещения центра
давления на крыле при переходе к скорости 900 км!час у земли
будет получено т2 = —0,03, то при 5кр = 30 м2 и в = 3 м по-
явится момент —М., затягивающий самолет в пикирование
порядка 10 000 кгм. Отклонением руля высоты летчик должен соз-
дать момент М 2, равный по величине, но обратный по знаку мо-
менту крыла. Необходимое добавочное усилие на ручке Р опреде-
ляется из соотношения
Р = k М2. (5)
Коэфициент k зависит, с одной стороны, от передаточного числа
к рхлю высоты, с другой, — от геометрических характеристик опе-
рения, а главное, от коэфициента шарнирного момента руля высоты
Поэтому, особенно при больших значениях Р значительное измене-
ние шарнирного момента является недопустимым. Из сказанного
следуют очень жесткие требования к выдерживанию обводов ком-
пенсаций рулей и щелей между стабилизатором и рулями.
В большинстве случаев на оперении применяют симметричные
профили более тонкие, чем у крыла Поэтому скачок давления на
38
оперении должен развиваться при больших скоростях, чем на крыле.
Однако, если в результате искажения профиля местные звуковые
скорости будут достигнуты на горизонтальном оперении раньше,
чем на крыле, и развивающийся скачок давления сместится к рулю
высоты, то эффективность руля высоты резко понизится. Последнее
объясняется в основном тем, что при отсутствии местной звуковой
скорости отклонение руля высоты вызывает перераспределение
давления на всем горизонтальном оперении. Наличие же местной
звуковой скорости на оперении вблизи ребра атаки руля приведет
к тому, что отклонение руля не окажет никакого влияния на кар-
тину давления на стабилизаторе и эффективность руля высоты
сильно понизится. Действительно, никакие возмущения, вызванные
рулем высоты и распространяющиеся со скоростью звука, не смо-
гут передаться к стабилизатору, так как у задней его части ско-
рость обтекающего его потока больше скорости звука.
В итоге для создания гпя определенной величины, необходимой
для сбалансирования самолета, придется значительно повысить
величину отклонения руля высоты, что приводит к увеличению
шарнирного момента и усилия на ручку. При сильном уменьшении
эффективности руля высоты его отклонения может нехватить и
самолет потеряет продольную управляемость не по причине слиш-
ком больших усилий, требующихся для удержания ручки в необ-
ходимом положении, а из-за невозможности получения от горизон-
тального оперения момента необходимой величины.
В силу вышеизложенного внимание к точности выполнения
обводов профилей горизонтального и вертикального оперений
должно быть отнюдь ие меньшее, чем к выполнению профиля
крыла.
Таким же строгим должно быть требование к жесткости кон-
струкции оперения. В частности, большое, значение приобретает
жесткость триммера, который при большом скоростном напоре
может отклоняться от своего положения в результате упругости
конструкции и тем весьма влиять на величину шарнирного момента.
В заключение коснемся вопроса влияния деформации конст-
рукции самолета на его управляемость. Этот вопрос разработан
пока весьма мало. Эксперимент, однако, показывает, что при тех
нагрузках, которые испытывают крыло и оперение самолета, их
деформация способна оказывать существенное влияние на харак-
теристики устойчивости и управляемости самолета.
При неизменной скорости полета и тем более при таком изме-
нении V с высотой, при котором Ма— const, чем меньше высота,
тем больше скоростной напор, а' следовательно, тем больше аэроди-
намические силы. Поэтому деформации конструкции должны наи-
более сказываться при полете у земли. К сожалению, далеко не
всегда можно предугадать, будет ли деформация сказываться на
управляемости самолета положительно или отрицательно.
При положительном действии деформации уменьшение высоты
полета при V = const должно сказываться па управляемости поло-
39
лительно, так как параллельно с действием деформации пони-
жается также и Ма. Если действие деформации отрицательно, ю
уменьшение высоты полета сможет привести к отрицательным
последствиям.
Поэтому наблюдавшееся на некоторых самолетах восстановле-
ние продольной управляемости самолета после потери пикирующим
самолетом нескольких тысяч метров высоты в результате уменьше-
ния Ма. из <т повышения скорости звука, не следует считать
обязательным ыя ес< < самолетов.
Привел^ описание возмо/кных причин появления потери управ-
ляемости самолета при достижении очень болы их скоростей пи
.ста, мы хотим в заключение статьи указать, что для самол» гов,
строящихся серийно, ненормальности в управлении могут возник-
нуть лишь в результате неправильной tenлоат.щии, выраженное,
с.ти в полег- со скоростям, превосходящими разрешаемые, или
в изменении геометрических обводов частей конструкции, обтекае-
мых воздухом.
При ирчии.н.ний зкеплоатации каждый скоростной самолет,
'йладает полной иправлпе.мостыо на ноем диапи.’оне разрешен т
• i.i.'i него < карие гей полога.
Развити гр. ен.мнки все время попы ... i ртот диапазон
коростек н нет - ю::я. что задача обеспечения полной vnoas-
Разр. к печати .‘ИХ- . ' . Изд. 1Я 5 21 пей. • 2,3 а. л Зак. ' ।
Г-С.О434Ч
Типо-литография ВВИА имени upoip. Н. Е. Жуковского
Цена 4 руб-