Модуль 8. Основи аеродинамікиx

СОДЕРЖАНИЕ
Стр.
8.1. ФИЗИКА АТМОСФЕРЫ
2
8.1.1. Международная стандартная атмосфера(ISA), применение к аэродинамике
2
8.2. АЭРОДИНАМИКА
7
8.2.1. Обтекание тел воздушным потоком
7
8.2.2. Пограничный слой, ламинарный и турбулентный потоки, свободный поток
пара, относительный поток воздуха, срыв потока воздуха вверх и вниз, вих-
12
ри, застойная зона потока
8.2.3. Определения: изгиб крыла, хорда, средняя аэродинамическая хорда, профильное
(паразитное) сопротивление, индуктивное сопротивление, центр давления, угол атаки,
положительная и отрицательная крутка крыла, аэродинамическое качество, форма
19
крыла и относительное удлинение
8.2.4. Осевая нагрузка, вес и аэродинамическая равнодействующая
8.2.5. Генерирование подъёмной силы и сопротивления: угол атаки, коэффициент
подъёмной силы, коэффициент сопротивления, полярная кривая, потеря скорости
29
31
8.2.6. Загрязнение крыла, в том числе льдом, снегом, инеем
41
8.3.ТЕОРИЯ ПОЛЕТА
45
8.3.1. Взаимосвязь между подъемной силой, весом, осевым напряжением и сопротивлением
45
8.3.2. Коэффициент планирования
48
8.3.3. Полеты в установившемся состоянии, выполнение.
50
8.3.4. Теория поворота.
65
8.3.5. Влияние фактора груза: потеря скорости, диапазон режимов полета
и ограничения конструкции
76
8.3.6. Увеличение подъёмной силы
79
8.4. УСТОЙЧИВОСТЬ И ДИНАМИКА ПОЛЕТА
82
8.4.1.Продольная, боковая, курсовая устойчивость (активная и пассивная)
82
Литература
87
1
8.1. ФІЗИКА АТМОСФЕРИ
8.1.1.МЕЖДУНАРОДНАЯ СТАНДАРТНАЯ АТМОСФЕРА (ISA), ПРИМЕНЕНИЕ К
АЭРОДИНАМИКЕ
Международная стандартная атмосфера (МСА) — гипотетическое вертикальное распределение температуры, давления и плотности воздуха в атмосфере Земли, которое по международному соглашению представляет среднегодовое и среднеширотное состояние. Составление первых МСА относятся к 20-м гг. XX в. В последующие годы в связи с ростом диапазонов скоростей и высот полётов наряду с основными термодинамическими параметрами в
МСА стали указывать значения скорости звука, ускорения свободного падения, молярной
массы воздуха, вязкости, длины пробега молекул и других параметров. Цель создания МСА —
унификация исходных значений параметров атмосферы, используемых при расчётах и проектировании авиационной техники, обработке результатов геофизических и метеорологических наблюдений и для приведения результатов испытаний летательных аппаратов и их
элементов к одинаковым условиям. Основой для расчёта параметров МСА служат уравнения
статики атмосферы и состояния идеального газа (см. Аэростатика, Барометрическая формула).
В 1961—1972 Комитет по исследованиям космического пространства (КОСПАР) издал
три справочные атмосферы (С РА 1961, 1965, 1972), в которых ее параметры указаны в
зависимости от широты, времени суток, солнечного цикла и др. В 1975 Международной
организацией по стандартизации (ИСО) при участии КОСПАР и других организаций была
издана МСА, построенная на основе результатов измерений с помощью метеорологических
ракет (проект МСА был разработан совместно специалистами СССР и США). В 1982 ИСО
опубликовала справочную атмосферу для использования в авиации, в которой представлены
термодинамические параметры трёх широтных зон (полярный район, средние и тропические
широты) до высоты 80 км.
В ряде стран на базе МСА создаются национальные стандартные атмосферы. Так, ГОСТ
«Атмосфера стандартная», соответствующий международному стандарту, устанавливает
средние числовые значения оси, параметров атмосферы для высот до 1200 км, для широты
45°32'33", соответствующие среднему уровню солнечной активности.
Итак, необходимо применять свои теоретические знания о значениях подъёмной силы,
мощности и силе тяги двигателя, чтобы делать расчёт разницы между значениями стандартной
атмосферы и реальными значениями в конкретный момент времени и для конкретного места.
Пилоты должны уметь корректировать теоретические значения подъёмной силы, мощности и тяги двигателей с учетом разницы значений между стандартной атмосферой и реальной атмосферой в каждое конкретное время и в каждом конкретном месте. Пилоты используют
2
диаграммы или авиационные компьютеры чтобы с уверенностью сказать, что реальная
атмосфера, на определенное время, имеет плотность стандартной атмосферы на некоей высоте,
которая может отличаться от истинной высоты. Или это означает, что летательный аппарат
может находиться вовсе не на той высоте, на которой должен. Особенно это актуально для
полётов в горах.
Таблица.
Числовые значения ряда параметров Международной стандартной атмосферы (Источник:
«Авиация: Энциклопедия». М.: Большая Российская энциклопедия, 1994)
Примечание.
Значения параметров взяты из ГОСТ 4401—81. "Атмосфера стандартная", соответствующего
международному стандарту ИСО 2533; геометрическая высота H отсчитывается от среднего
уровня моря — соответственно значения давления и плотности на среднем уровне моря (H = 0);
Как это работает: посмотрите на нашу таблицу стандартной атмосферы выше. Представьте
себе, что у вас есть некоторое устройство, которое непосредственно измеряет давление воздуха.
Обычно, все приборы - высотомеры работают от давления. Представьте себе, что это
3
устройство говорит вам, давление воздуха - 353.8 мм ртутного столба. Вы находите эту цифру в
таблице и видите, что эта цифра соответствует давлению воздуха на высоте 6000 метров в
стандартной атмосфере. Мы могли бы сказать, что наш летательный аппарат находится на
высоте 6000 метров над уровнем моря. Однако, это значение высоты годится только для
стандартной атмосферы, и реальная высота может сильно отличаться.
Большинство диаграмм плотности воздуха и специальные калькуляторы для вычисления
атмосферного давления отталкиваются в своих вычислениях от температуры, но не от
влажности. А между тем, влажный воздух менее плотный, чем сухой воздух, что означает, что
будет погрешность в расчётах во влажный день. Но влияние влажности не так велико, как
температуры и давления воздуха.
Атмосфера никогда не бывает спокойной, в ней постоянно происходит изменение
параметров воздуха (давления, температуры и плотности). Чтобы иметь возможность
сравнивать характеристики различных летательных аппаратов (ЛА), введена так называемая
Международная стандартная атмосфера (МСА).
МСА – это система параметров атмосферы, в основу которой положены следующие
значения нулевого параметра воздуха:
барометрическое давление Р =760 мм рт. ст. (Ро= 10330 кгс/м2);
температура t=+15°C (То=288 К);
массовая плотность о=0,125 кгс см4;
Согласно МСА температура воздуха на высоте до 11 км падает на 6,5°С на каждые 1000
м., то есть tо= — 0,65о на 100 м высоты ( — “дельта” – значок обозначает приращение
параметра).
ФИЗИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА ВОЗДУХА
На характер обтекания самолета воздушным потоком и на величину сил, возникающих при
взаимодействии частей самолета и воздушного потока, существенное влияние оказывают
физические свойства воздуха: инертность, вязкость, сжимаемость.
Инертность - свойство воздуха сопротивляться изменению состояния покоя или равномерного
прямолинейного движения (второй закон Ньютона). Мерой инертности является массовая
плотность воздуха. Чем больше массовая плотность воздуха, тем большую силу необходимо
приложить к воздуху, чтобы вывести его из состояния покоя или равномерного
прямолинейного движения. Следовательно, чем больше сила самолета, действующего на
воздух, тем больше сила, действующая со стороны воздуха на самолет (третий закон
Ньютона).
Вязкость-свойство воздуха сопротивляться взаимному сдвигу частиц. Молекулы воздуха
обладают определенной скоростью беспорядочного хаотического движения, зависящего от
4
температуры, а также скоростью общего поступательного движения. Попадая из быстро
движущегося слоя в медленный, молекулы ускоряют движение медленно движущихся молекул,
и наоборот - медленно движущиеся молекулы, попадая в быстро движущийся слой воздуха,
притормаживают быстро движущиеся молекулы.
При движении самолета в воздушном потоке возникает сопротивление трения, которое
определяет вязкость воздуха. Вязкость воздуха также определяет динамический коэффициент
вязкости Чем больше температура воздуха, тем больше коэффициент вязкости, обусловленный
увеличением хаотического движения молекул и ростом эффективности воздействия одного
слоя воздуха на другой.
Сжимаемость - свойство воздуха изменять свою плотность при изменении давления.
ГЛАВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ВОЗДУХА
Воздух-это смесь главным образом двух газов азота и кислорода. В составе воздуха
содержится около 21% кислорода и 79% азота.
Давлением называется сила, действующая на единицу площади и перпендикулярна ей.
Обозначается обычно буквой (P), измеряется в килограммах на единицу площади (кг/м2, кг/см2,
атм.). Воздух производит давление у земли равное весу столба воздуха от верхней границы
атмосферы до земли (на уровне моря t=+15оС) равное 1,0332 кг/см2.
Температура — мера нагретости тела и определяет скорость хаотического движения
молекул. Измеряется в градусах Цельсия, Кельвина или Фаренгейта. В шкале Кельвина за 0 о
взята температура прекращения движения молекул (—273о), в шкале Цельсия температура
замерзания чистой воды при давлении 760 мм. рт. столба, в шкале Фаренгейта температура
замерзания
насыщенного раствора соли в воде. Размерность шкалы Цельсия и Кельвина
совпадают, шкала Фаренгейта имеет свою размерность. Ноль градусов по Цельсию
соответстует +32о Фаренгейта, температура человеческого тела (36,6 оC) соответствует +97,88 о
Фаренгейта, точка кипения воды (100оС) +212о Фаренгейта. Перевод из Фаренгейта в шкалу
Цельсия (toF-32)*0,55=toC).
Перевод из Цельсия в Фаренгейта toC*1,8+32=toF.
Плотность. В аэродинамике под понятием плотности обычно понимают массовую плотность.
Она характеризует кинетическую энергию молекул воздуха. Обозначается буквой  (читается
ро). Массовая плотность — это масса воздуха, содержащаяся в объеме 1 куб. м.(м3).
СЖИМАЕМОСТЬ ВОЗДУХА И СКОРОСТЬ ЗВУКА
Помимо стационарных движений газовых потоков в аэродинамике изучаются и некоторые
нестационарные процессы, например образование и распространение звуковых волн.
5
Способность воздуха сжиматься объясняется большими расстояниями между молекулами. Так
как у любого газа (а следовательно, и воздуха) межмолекулярные силы сцепления малы, то газ,
всегда стремясь расшириться, занимает весь предоставленный ему объем.
Таким образом, воздух при изменении объема или сжимается или расширяется. При этом
соответственно изменяется и его плотность: при увеличении объема она уменьшается, а при
уменьшении увеличивается. Количественно сжимаемость оценивается отношением изменения
плотности Dr к изменению давления DР, т. е. их относительной величиной.
отношение будет являться мерой сжимаемости. Чем больше отношение
. Это
тем больше
сжимаем этот газ (или воздух).
Со сжимаемостью связана скорость распространения в воздухе звуковых волн.
Под звуковыми волнами следует понимать всякие малые возмущения плотности и давления,
распространяющиеся в воздухе, а под скоростью звука - скорость распространения этих
возмущений.
СКАЧКИ УПЛОТНЕНИЯ
Рассмотрим картину распространения звуковых волн (малых возмущений) при движении
источника возмущений (источника звука).
Рис.1 Распространение волн слабых возмущений иг источников возмущений, движущихся
с различными скоростями.
Если источник возмущений неподвижен, то волны будут распространяться с одинаковой
скоростью во все стороны в виде концентрических сфер, в центре которых находится источник
возмущения. Каждое возмущение (звуковая волна) представляет собой местное уплотнение
молекул воздуха, которое передается от одного слоя молекул к другому, удаляясь от источника
возмущения (Рис.1,а).
При движении точечного источника возмущения со скоростью, меньшей скорости звука, звуковые волны идут как вперед, так и назад (Рис.1,б). В результате сферические волны будут
смещены в сторону, обратную движению источника возмущений, однако источник останется
внутри сфер.
6
Если скорость движения точечного источника возмущений сравняется со скоростью звука, то
возмущения, вызванные источником, не успевают уйти от источника и в месте нахождения
источника возмущений в каждый данный момент происходит наложение возмущений друг на
друга. Образовавшаяся в результате этих наложений фронтальная поверхность разделяет
пространство на две области: возмущенную (сзади источника) и невозмущенную (перед
источником), как показано на Рис.1, в.
При движении точечного источника возмущений со скоростью, превышающей скорость
движения звуковой волны (скорость звука), возмущения, им создаваемые, должны оставаться
позади источника (Рис.1,г). Область, в которой распространяются малые возмущения от
точечного источника возмущений, называется конусом слабых возмущений. Внутри конуса
среда возмущена, вне конуса находится область, где возмущений от данного источника нет.
Поверхность конуса служит естественной границей, разделяющей среду на две области –
возмущенную и невозмущенную. Эту поверхность называют граничной волной слабых
возмущений или границей возмущений. Граничные волны слабых возмущений образуются при
движении со скоростью, превышающей скорость звука не только материальной точки, но и
тонких тел с острой передней кромкой, а также при обтекании сверхзвуковым потоком
поверхностей крыла, фюзеляжа и других частей самолета. Угол j между границей возмущений
и направлением движения источника возмущений называется углом малых возмущений.
8.2. АЭРОДИНАМИКА
8.2.1.ОБТЕКАНИЕ ТЕЛ ВОЗДУШНЫМ ПОТОКОМ
При обтекании твердого тела воздушный поток подвергается деформации, что приводит
к изменению скорости, давления, температуры и плотности в струйках потока. Таким образом,
около поверхности обтекаемого тела создается область переменных скоростей и давлений
воздуха. Наличие различных по величине давлений у поверхности твердого тела приводит к
возникновению аэродинамических сил и моментов. Распределение этих сил зависит от
характера обтекания тела, его положения в потоке, конфигурации тела. Для изучения
физической картины обтекания твердых тел применяются различные способы показа видимой
картины обтекания тела. Видимую картину обтекания тел воздушным потоком принято
называть аэродинамическим спектром.
Для получения аэродинамических спектров применяют такие приборы, как дымканалы
(Рис. 2), используют шелковинки, оптические меры исследования (для сверхзвуковых потоков)
и др.
7
Рис. 2 Дымканал
1 - источник дыма; 2 - струйки дыма; 3 - обтекаемое тело; 4 - вентилятор
В дымканале аэродинамический спектр создается струйками дыма, выпускаемыми из
специального дымаря в поток воздуха, обтекающий тело.
Сущность способа с использованием шелковинок состоит в том, что в интересующих местах на
поверхность обтекаемого тела наклеиваются специальные шелковинки, которые при обдуве
тела располагаются вдоль обтекающих тело струек. По положению шелковинок судят о
характере движения потока вблизи поверхности тела.
Рассмотрим аэродинамические спектры некоторых тел.
Плоская пластинка (Рис. 3), помещенная в поток под углом 90°, создает довольно резкое
изменение направления движения потока, обтекающего ее: торможение потока перед ней,
поджатие струек у ее краев и образование непосредственно за краем пластинки разрежения и
больших вихрей, которые заполняют всю область за пластинкой. Позади пластинки можно
наблюдать хорошо заметную спутную струю. Перед пластинкой давление будет больше чем в
невозмущенном потоке, а за пластинкой вследствие разрежения давление уменьшится.
Рис.3 Аэродинамический спектр плоской пластинки и шара.
Симметричное удобообтекаемое (каплеобразное) тело имеет более плавный характер
обтекания как в передней, так и в хвостовой частях.
В сечении А - В (наибольшая величина поперечного сечения аэродинамический спектр
показывает наибольшую деформацию струек, наибольшее их поджатие. В хвостовой части
образуются небольшие завихрения потока, которые создают спутную струю и уносятся
потоком, постепенно затухая (Рис. 4).
8
Рис. 4 Аэродинамический спектр удобообтекаемого тела
Удобообтекаемое несимметричное тело по характеру обтекания близко к удобообтекаемому
симметричному, и отличается величиной деформации струек в верхней и нижней частях тела
(см. Рис. 5).
Рис.5 Аэродинамический спектр удобообтекаемого несимметричного тела (профиля
крыла).
Рис.6 Аэродинамический спектр удобообтекаемого тела (профиля крыла), помещенного в
поток под углом.
Наибольшая деформация струек наблюдается там, где тело имеет наибольшую величину
искривления поверхности тела (точка К). В районе этой точки струйки поджимаются, поперечное сечение их уменьшается. Нижняя, менее искривленная поверхность мало влияет на характер обтекания. Здесь имеет место так называемое несимметричное обтекание. При обтекании
воздушным потоком симметричных (и несимметричных) удобообтекаемых тел, помещенных
под некоторым углом a к вектору скорости невозмущенного потока (Рис. 6), также будем иметь
картину несимметричного обтекания и получим аэродинамический спектр, аналогичный тому,
что получается при обтекании несимметричного удобообтекаемого тела (см. Рис. 5).
9
На верхней поверхности тела, в месте наибольшего поджатия струек, согласно закону
неразрывности струй будет наблюдать местное увеличение скорости потока и, следовательно,
уменьшение давления. На нижней поверхности деформация потока будет меньше и, следовательно, меньше изменение скорости и давления. Степень деформации струек в потоке будет зависеть от конфигурации тела и его положения в потоке. Зная спектр обтекания тела, можно для
каждой его точки подсчитать величину давления воздуха и таким образом судить о величинах и
характере действия аэродинамических сил. Так как на различные точки поверхности обтекаемого тела (профиля крыла) действуют разные по величине силы давления, результирующая их
будет отлична от нуля. Это различие давлений в разных точках поверхности движущегося
крыла является основным фактором, обусловливающим появление аэродинамических сил.
Величины давлений на поверхность для различных тел определяют в лабораториях путем
продувки в аэродинамических трубах. Полученные значения давлений для каждой точки
наносят на специальные графики (Рис. 7). Кроме сил давления, на поверхность крыла по
касательной к ней действуют силы трения, которые обусловлены вязкостью воздуха и целиком
определяются процессами, происходящими в пограничном слое.
Суммируя распределенные по поверхности крыла силы давления и трения, получим равнодействующую силу, которая называется полной аэродинамической силой. Точка приложения
полной аэродинамической силы на хорде профиля крыла называется центром давления.
Рис. 7 Распределение давлений по профилю крыла.
10
8.2.2. ПОГРАНИЧНЫЙ СЛОЙ, ЛАМИНАРНЫЙ И ТУРБУЛЕНТНЫЙ ПОТОКИ,
СВОБОДНЫЙ ПОТОК ПАРА, ОТНОСИТЕЛЬНЫЙ ПОТОК ВОЗДУХА, СРЫВ ПОТОКА
ВОЗДУХА ВВЕРХ И ВНИЗ, ВИХРИ, ЗАСТОЙНАЯ ЗОНА ПОТОКА
Пограничный слой - это слой, в котором скорость воздуха изменяется от нуля до величины,
близкой к местной скорости воздушного потока.
Ламинарный - это воздушный поток, в котором струйки воздуха движутся в одном направлении и параллельны друг другу. При увеличении скорости до определенной величины струйки
воздушного потока кроме поступательной скорости также приобретают быстро меняющиеся
скорости, перпендикулярные к направлению поступательного движения. Образуется поток,
который называется турбулентным, т. е. беспорядочным.
При обтекании тела воздушным потоком (Рис. 8) частицы воздуха не скользят по поверхности
тела, а тормозятся, и скорость воздуха у поверхности тела становится равной нулю. При
удалении от поверхности тела скорость воздуха возрастает от нуля до скорости течения
воздушного потока.
Толщина пограничного слоя измеряется в миллиметрах и зависит от вязкости и давления воздуха, от профиля тела, состояния его поверхности и положения тела в воздушном потоке.
Толщина пограничного слоя постепенно увеличивается от передней к задней кромке. В пограничном слое характер движения частиц воздуха отличается от характера движения вне его.
Рассмотрим частицу воздуха А (Рис. 9), которая находится между струйками воздуха со
скоростями U1 и U2, за счет разности этих скоростей, приложенных к противоположным точкам
частицы, она вращается и тем больше, чем ближе находится эта частица к поверхности тела
(где разность скоростей наибольшая). При удалении от поверхности тела вращательное
движение частицы замедляется и становится равным нулю ввиду равенства скорости
воздушного потока и скорости воздуха пограничного слоя. Позади тела пограничный слой
переходит в спутную струю, которая по мере удаления от тела размывается и исчезает.
Завихрения в спутной струе попадают на хвостовое оперение самолета и снижают его
эффективность, вызывают тряску (явление Бафтинга).
Пограничный слой разделяют на ламинарный и турблентный
(Рис. 10). При установившемся ламинарном течении пограничного слоя проявляются только силы внутреннего трения,
обусловленные вязкостью воздуха, поэтому сопротивление
воздуха в ламинарном слое мало.
Рис.8. Изменение скорости течения воздуха в пограничном слое
11
Рис. 9. Обтекание тела воздушным потоком - торможение потока в пограничном слое
Рис. 10. Ламинарное и турбулентное течение
В турбулентном пограничном слое наблюдается непрерывное перемещение струек воздуха во
всех
направлениях,
что
требует
большего
количества
энергии
для
поддерживания
беспорядочного вихревого движения и, как следствие этого, создается большее по величине
сопротивление воздушного потока движущемуся телу.
Для определения характера пограничного слоя служит коэффициент Cf. Тело определенной
конфигурации имеет свой коэффициент. Так, например, для плоской пластины коэффициент
сопротивления ламинарного пограничного слоя равен:
для турбулентного слоя
где Re - число Рейнольдса, выражающее отношение инерционных сил к силам трения и
определяющее отношение двух составляющих - профильное сопротивление (сопротивление
формы) и сопротивление трения. Число Рейнольдса Re определяется по формуле:
где V - скорость воздушного потока, I - характер размера тела,
g - кинетический коэффициент вязкости сил трения воздуха.
При обтекании тела воздушным потоком в определенной точке происходит переход
пограничного слоя из ламинарного в турбулентный. Эта точка называется точкой перехода.
Расположение ее на поверхности профиля тела зависит от вязкости и давления воздуха,
скорости струек воздуха, формы тела и его положения в воздушном потоке, а также от
12
шероховатости поверхности. При создании профилей крыльев конструкторы стремятся отнести
эту точку как можно дальше от передней кромки профиля, чем достигается уменьшение
сопротивления трения. Для этой цели применяют специальные ламинизированные профили,
увеличивают гладкость поверхности крыла и ряд других мероприятий.
При увеличении скорости воздушного потока или увеличении угла положения тела
относительно воздушного потока до определенной величины в некоторой точке происходит
отрыв пограничного слоя от поверхности, при этом резко уменьшается давление за этой точкой.
В результате того, что у задней кромки тела давление больше чем за точкой отрыва, происходит
обратное течение воздуха из зоны большего давления в зону меньшего давления к точке
отрыва, которое влечет за собой отрыв воздушного потока от поверхности тела (Рис. 10).
Ламинарный пограничный слой отрывается легче от поверхности тела, чем турбулентный.
Свободный (невозмущенный) поток воздуха
Аэродинамические исследования основываются на разделении потока около обтекаемых
тел на два вида движения: свободное (внешнее) невязкое течение и пограничный слой.
Каждому виду движения посвящается самостоятельный раздел аэродинамики, а именно
свободному течению — аэродинамика невязкой (идеальной) жидкости, пограничному слою —
аэродинамика пограничного слоя.
Аэродинамика идеальной среды исследует распределение невязких параметров при
обтекании, которые рассматриваются как параметры на внешней границе пограничного слоя и
являются, следовательно, граничными условиями для решений дифференциальных уравнений
этого слоя. К невязким параметрам относится давление, зная распределение которого можно
найти соответствующие суммарные силы и моменты. Аэродинамика идеальной среды
базируется на фундаментальных уравнениях Эйлера.
Аэродинамика пограничного слоя дает возможность найти распределение касательных
напряжений и, следовательно, суммарных аэродинамических сил и моментов от трения, а также
позволяет рассчитать теплопередачу от разогретого омывающего газа к стенке. При этом
выводы теории пограничного слоя могут быть использованы также для корректировки решения
о невязком обтекании, в частности для нахождения поправки к распределению давления,
обусловленной влиянием пограничного слоя.
Современная теория пограничного слоя базируется на фундаментальных исследованиях
Л.Навье. Д. Стокса, О. Рейнольдса, Л.Прандтля, Т. Кармана. Существенный вклад в развитие
теории пограничного слоя внесли советские ученые. Академиком А. А. Дородницыным создана
стройная теория пограничного слоя в сжимаемом газе. Профессором Л. Г. Лондонским
разработан эффективный метод расчета пограничного слоя на криволинейной поверхности.
13
В аэродинамических исследованиях при небольших скоростях полета необязательно учитывать
тепловые процессы в пограничном слое из-за их малой интенсивности. Однако при больших
скоростях становится уже необходимым учитывать теплопередачу и влияние на трение высоких
температур пограничного слоя.
Относительный поток воздуха
Относительным воздушным потоком называется масса воздуха,
движущегося
относительно тела. При воздействии на тело воздушного потока возникает аэродинамическая
сила, приложенная к телу. Величина этой силы зависит от:

скорости воздушного потока;

формы и размеры тела;

состояния наружной поверхности;

ориентации тела к потоку;

массовой плотности воздуха.
Восходящий и нисходящий воздушный поток и его рациональное использование.
Восходящие и нисходящие потоки имеют различное происхождение и поэтому
отличаются один от другого своим строением.
Безоблачный термик возникает благодаря неравномерному прогреву подстилающей
поверхности. На сильнее прогретым участком земной поверхности образуется область воздуха
более теплого, чем окружающий. Обладая меньшим удельным весом, он начинает всплывать
вверх. С ростом высоты скорость увеличивается. Статическое давление в струе газа
уменьшается пропорционально квадрату скорости движения. Следовательно, термик в части
своей наибольшей скорости подъема имеет меньшее статическое давление, чем окружающий
неподвижный воздух, и поэтому несколько сужается. По мере того как поднимающийся воздух
охлаждается (с подъемом на каждые 100 м высоты воздух от расширения охлаждается
примерно на 10С), разница температур поднимающегося воздуха и окружающей атмосфере
уменьшается. Поэтому уменьшается и скорость подъема воздуха. Она становится равной нулю,
когда исчезнет разность температур. Термик у основания будет шире, чем в средней части с
наибольшими вертикальными скоростями. Затем с дальнейшим ростом высоты снова
расширяется. Эта особенность строения потока имеет важное значение при разработке
тактических приемов полета, и в дальнейшем о ней будет рассказано более подробно.
Аналогичное строение и у потока, который увенчивается плоским кучевым облаком.
Плоские облака возникают тогда, когда относительная влажность поднимающегося вверх
потока незначительна или когда на уровне конденсации пара располагается слой инверсии
(слой более теплого воздуха), который не дает облаку расти вверх.
14
Восходящие потоки, увенчивающиеся высококучевым развивающимся облаком, под
облачной кромкой не всегда имеют расширение потока, наблюдающееся на вершине термина, а
следовательно, скорость их может не только не замедляться, но и по мере приближения к
облаку возрастать.
Основной вид потоков- это облачные потоки. В воздухе, как известно, имеется водяной
пар. Он попадает в атмосферу вследствие испарения с водных поверхностей, из почвы, листвы,
растений и т. д. Абсолютная влажность измеряется количеством водяного пара, содержащегося
в 1 м3 воздуха. Чем больше температура воздуха, тем больше может находиться водяного пара
в каждой единице объема. Но каждой температуре воздуха соответствует определенное
количество водяного пара, необходимое для насыщения единицы объема воздуха. Чем выше
температура воздуха, тем больше надо водяного пара, чтобы довести воздух до состояния
насыщения, и наоборот.
При большой влажности к вечеру над лугами начинает образовываться туман. Это значит,
что температура воздуха у земли опустилась несколько ниже точки росы. При температуре
воздуха ниже точки росы избыток водного пара конденсируется в виде водяных капель, и
образуется туман.
Поднимаясь вверх, воздух охлаждается. На какой-то высоте температура его понизится до
точки росы. При дальнейшем подъеме он окажется перенасыщенным влагой, пар начнет
конденсироваться, и на вершине потока возникнет белое кучевое облачко. При появлении
облака внутри него и у его границ возникает сложная циркуляция воздуха. При конденсации
пара выделяется скрытая теплота, которая была затрачена на превращение воды в пар. Поэтому
при подъеме воздух будет фактически охлаждаться не на 10С, а меньше, примерно на 0,5-0,6° С
на каждые 100 м высоты. Следовательно, в возникшем облаке создадутся более благоприятные
условия для вертикального движения воздуха. На место всплывшего воздуха снизу
подсасываются новые массы воздуха. Они в свою очередь тоже охлаждаются, снова происходит
конденсация пара и выделение скрытой теплоты. Облако растет в ширину и высоту. При
градиенте большем 0,8° С и большой влажности циркуляция воздуха в нем еще более
усиливается, и оно само начинает подсасывать снизу все новые и новые массы воздуха. За счет
выделения скрытой теплоты облако растет в высоту, и восходящие процессы в нем
усиливаются. Но отдавая облаку избыток влаги, поднимающийся воздух выделяет все меньше и
меньше тепла. Его температура становится равной атмосферной, а скорость подъема
уменьшается до 0. По бокам облака сухой холодный воздух начинает опускаться вниз, образуя
нисходящий поток. Таким образом, появившееся облако как бы становится насосом с
замкнутой системой, по которой циркулирует воздух. Первый цикл жизни облака - восходящий
15
поток а, второй - конденсация пара и выделение скрытой теплоты б, третий - образование
нисходящего потока в, четвертый - распад облака.
Если ветер оторвет облако от вершины термического потока и понесет его дальше, то
облако не распадется. За счет внутренней циркуляции оно будет какое-то время продолжать
расти и подсасывать снизу все новые порции воздуха. С течением времени циркуляция
ослабевает, и облако начинает распадаться. Но на вершинах термиков образуются все новые и
новые облака.
Срыв потока
Скосом потока называется отклонение вектора местной скорости набегающего потока от
направления невозмущенного потока, обусловленное приращениями скорости при обтекании
тела. В теоретической и прикладной аэродинамике в основном рассматривают скос потока в
вертикальном и горизонтальной плоскостях (вертикальные и боковые скосы. Исследования
показывают, что несущие поверхности создают сложные поля скосов. При наличии нескольких
несущих поверхностей (крылья, оперение) каждая из них может оказаться расположенной в
поле скоса потока, созданных другими поверхностями, что приводит к интерференции
аэродинамической
несущих
поверхностей.
При
нормальной
аэродинамической
схеме
горизонтальное оперение (ГО) работает в поле вертикального скоса потока, индуцированного
крылом. При анализе продольной устойчивости таких компоновок часто пользуются
осреднённым углом его скоса потока в области ГО (угол его считается положительным, когда
вертикальная составляющая местной скорости направлена вниз). Угол его может быть найден
из сопоставления экспериментальных зависимостей коэффициента момента тангажа от угла
атаки, полученных для модели с установленным ГО и без него. При изменении угла атаки
самолёта нормальной схемы условия обтекания ГО оказываются различными, что может
приводить к сильным нелинейным изменениям продольной статической устойчивости.
В схеме «утка» вертикальный скос потока, индуцированный вихревой системой
дестабилизатора, приводят к уменьшению подъёмной силы крыла. В результате несущие
свойства компоновки с передним ГО и без него при малых углах атаки практически одинаковы.
Боковые скосы потока оказывают определяющее влияние на характеристики путевой
устойчивости летательного аппарата. При отличных от нуля углах атаки и скольжения
несимметричные вихревые системы, созданные впереди расположенными элементами
летательного аппарата, индуцируют в зоне размещения вертикального оперения сложные поля
боковых скосов, что может приводить к сильным нелинейным зависимостям путевой
устойчивости от угла атаки.
Вихревое движение
16
Вихревое движение, это движение жидкости или газа, при котором мгновенная скорость
вращения элементарных объёмов среды не равна нулю. Количественной мерой завихренности
служит вектор скрости или вектор угловой скорости вихря или просто завихренностью.
Движение называется безвихревым или потенциальным, если угловая скорость вихря ω = 0, в
противном случае имеет место вихревое движение.
Векторное поле вихря удобно характеризовать некоторыми геометрическими образами.
Вихревой линией называется линия, касательная к которой в каждой точке направлена по
вектору вихря; совокупность вихревых линий, проходящих через замкнутую кривую, образует
вихревую трубку. Поток вектора вихря через любое сечение вихревой трубки одинаков. Он
называется интенсивностью вихревой трубки и равен циркуляции скорости по произвольному
контуру C, однократно охватывающему вихревую трубку. За редким исключением, движение
жидкости или газа почти всегда бывает вихревым. Так, вихревым является ламинарное течение
в круглой трубе, когда скорость распределяется по параболическому закону, течение в
пограничном слое при плавном обтекании тела и в следе за плохо обтекаемым телом. Вихревой
характер носит любое турбулентное течение. В этих условиях выделение класса «вихревое
движение» оказывается осмысленным, благодаря тому, что при преобладании инерционных сил
над вязкими (при очень больших числах Рейнольдса) типична локализация завихрености в
обособленных массах жидкости — вихрях или вихревых зонах.
Если обтекание тела происходит при больших числах Re, завихренность порождается в
узких зонах — в пограничном слое — проявлением вязких эффектов, а затем сносится в
основной
поток,
где
формируются
отчетливо
видимые
вихри,
некоторое
время
эволюционирующие и сохраняющие свою индивидуальность. Особенно эффектно это
проявляется в образовании за плохообтекаемым телом регулярной вихревой дорожки Кармана.
Вихреобразование в следе за плохообтекаемым телом определяет основная часть лобового
сопротивления тела, а образование вихрей у концов крыльев летательных аппаратов вызывает
дополнительное индуктивное сопротивление.
При анализе динамических вихрей и их взаимодействия с внешним безвихревым потоком
часто используется модель сосредоточенных вихрей — вихревых нитей, представляющих собой
вихревые трубки крошечной интенсивности, но бесконечно малого диаметра. Вблизи вихревой
нити жидкость движется относительно нее по окружностям, причём скорость обратно
пропорциональна расстоянию от нити, V = Г/2πr. Если ось нити прямолинейна, это выражение
верно для любых расстояний от нити (потенциальный вихрь). В сечении нормальной плоскости
это течение соответствует точечному вихрю. Сколь угодно малое возмущение первоначально
прямолинейных вихревых нитей приводит к их искривлению с бесконечными скоростями.
Поэтому в расчетах их заменяют вихревыми трубками конечной завихренности. Узкая область
17
завихренности, разделяющая две протяженные области безвихревого движения, моделируется
пеленой — поверхностью, выстланной вихревыми нитями бесконечно малой интенсивности,
так, что суммарная их интенсивность на единицу длины по нормали к ним вдоль поверхности
постоянна. Вихревая поверхность представляет собой поверхность разрыва касательных
компонент скорости и очень неустойчива к малым возмущениям.
При больших числах Re движение турбулизируется, и диффузия завихренности
определяется большим значением коэффициента эффективной турбулентной вязкости, который
не является константой для жидкости и в основном зависит от характера движения.
Структура локальных зон отрыва (застойные зоны)
В зависимости от скорости движения, формы крыла и угла, под которым оно расположено
относительно воздушного потока, поведение оторвавшегося течения различно. При отрыве
стационарного ламинарного течения оторвавшийся поток может вновь присоединиться к
поверхности крыла. При этом возникает местная зона отрыва, или «отрывной пузырь», которая
обычно имеет небольшие размеры по сравнению с размерами самого крыла. В этом случае
отрывная область на крыле существует в виде узкой полосы, вытянутой вдоль его размаха. В то
же время в ней ярко проявляется фундаментальное свойство отрывных течений —
гидродинамическая неустойчивость.
В этом случае неустойчивость возмущений малой амплитуды вызывает ламинарнотурбулентный переход и как следствие — сильное перемешивание жидкости, приводящие к
присоединению потока к поверхности. Таким образом, в данном случае отрывная зона
формируется в переходном режиме, то есть при переходе к турбулентности в пределах области
отрыва или вблизи нее.
Упрощенная схема включает в себя отрыв ламинарного пограничного слоя, последующий
переход к турбулентности и присоединение турбулизованого потока. С физической точки
зрения процесс перехода ламинарного течения в турбулентное состояние при малой
интенсивности внешних возмущений состоит из трех условно разделяемых этапов: генерации
волн сдвигового слоя, их усиления по законам линейной теории и нелинейного разрушения
ламинарного режима течения.
Каждому этапу в перечисленной последовательности соответствует характерная область в
пространстве по мере возрастания расстояния от передней кромки профиля крыла. Возникшая
нелинейная область развития процесса перехода относительно малопротяженна и характер ее в
значительной степени определяется свойствами исходного течения воздушного потока,
внешних возмущений и процессами, происходящими в предыдущих двух областях обтекания.
18
8.2.3. ОПРЕДЕЛЕНИЯ: ИЗГИБ КРЫЛА, ХОРДА, СРЕДНЯЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ
ХОРДА, ПРОФИЛЬНОЕ (ПАРАЗИТНОЕ) СОПРОТИВЛЕНИЕ, ИНДУКТИВНОЕ
СОПРОТИВЛЕНИЕ, ЦЕНТР ДАВЛЕНИЯ, УГОЛ АТАКИ, ПОЛОЖИТЕЛЬНАЯ И
ОТРИЦАТЕЛЬНАЯ КРУТКА КРЫЛА, АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО, ФОРМА
КРЫЛА И ОТНОСИТЕЛЬНОЕ УДЛИНЕНИЕ
Несущий винт (НВ) является основной частью вертолета. Он предназначен для создания
подъемной и движущей сил и управления вертолетом. Основные части несущего винта —
втулка и лопасти.
Лопасти создают силу тяги, необходимую для полета. Втулка соединяет все лопасти и
служит для крепления несущего винта к валу, который вращает винт.
По конструктивным признакам несущие винты можно подразделить на три типа:
-
с жестким креплением лопастей;
-
с шарнирной подвеской лопастей;
-
на кардане.
Несущий винт с жестким креплением лопастей является наиболее простой конструкцией, в
этом его основное преимущество. Но этому винту присущи и серьезные недостатки, поэтому
подобные винты не нашли применения на современных вертолетах. Правда, на некоторых легких вертолетах, например на американских вертолетах Хьюз 11Н-6А, Хиллер ЕН-1100 и других, применяются несущие винты с рессорным креплением лопастей. Эти винты можно считать
разновидностью винтов с жесткими лопастями.
Втулка несущего винта с жесткими лопастями имеет осевые шарниры, которые позволяют
лопастям поворачиваться относительно продольной оси, что необходимо для
управления
несущим винтом.
Несущий винт с шарнирной подвеской лопастей является наиболее распространенным. Его
втулка имеет три шарнира для каждой лопасти: осевой, горизонтальный и вертикальный.
Несущий винт на кардане употребляется редко.
Втулки несущих винтов выполняют из легированной стали. Лопасти могут быть металическими, деревянными и смешанной конструкции, а также из синтетических материалов.
Геометрические характеристики
Несущий винт характеризуется определенными геометрическими параметрами: диаметром,
формой лопасти в плане, формой профиля, установочным углом лопастей, ометаемой
площадью, удельной нагрузкой, коэффициентом заполнения.
19
Диаметр несущего винта - диаметр окружности, по которой движутся концы лопастей, его
принято обозначать буквой D, радиус - R, радиус элемента лопасти - г. Относительным
радиусом элемента лопасти r называется отношение радиуса элемента r к радиусу винта R.
Форма лопасти в плане может быть прямоугольная, трапециевидная и смешанная.
По форме лопасть похожа на крыло самолета. Передняя кромка лопасти называется ребром
атаки, задняя — ребром обтекания.
Трапециевидная лопасть имеет наиболее равномерное распределение аэродинамических сил
по длине лопасти. Прямоугольная лопасть проще по конструкции, но имеет несколько худшие
аэродинамические характеристики. Наиболее распространенные лопасти— трапециевидные и
прямоугольные.
Профиль лопасти — форма сечения лопасти плоскостью, перпендикулярной к продольной
оси. Профиль лопасти похож на профиль крыла. Чаще всего применяются двояковыпуклые
несимметричные профили.
Требования к профилю лопасти:
Су
- высокое аэродинамическое качество
К= ------;
Сх
- небольшое перемещение центра давления при изменении угла атаки;
- способность к самовращению при значительном диапазоне углов атаки.
с
Профиль лопасти характеризуется относительной толщиной лопасти с= --- и относиb
fmax
тельной кривизной
f=
100%.
в
По относительной толщине профили подразделяются на тонкие (с<8%), средние (с = 8-12%) и толстые (с>12%). У большинства лопастей относительная толщина с>12%. Применение толстых профилей позволяет увеличивать
прочность силовых элементов и жесткость лопасти. Кроме того, аэродинамическое качество
меньше зависит от угла атаки при толстых профилях. Эта их особенность улучшает свойства
лопасти на режиме самовращения.
Обычно у концевых элементов лопасти относительная толщина больше, чем у корневых.
Относительная кривизна лопасти f = 2-З% и приближает форму профиля к симметричной,
что способствует уменьшению перемещения центра давления при изменении угла атаки.
20
Установочным углом элемента лопасти называется угол ф, образованный хордой
элемента и плоскостью вращения втулки несущего винта. Установочный угол часто называют
шагом элемента лопасти. Это название условное. В более строгом определении шагом элемента
лопасти называют расстояние Н, которое проходит элемент лопасти за один оборот несущего
винта, если элемент движется параллельно хорде.
Так как у данного элемента лопасти шаг зависит только от установочного угла ф, то в дальнейшем мы будем отождествлять понятие «установочный угол» с понятием «шаг элемента
лопасти».
У различных элементов лопасти установочные углы будут разными.
За шаг лопасти принимается установочный угол, или шаг элемента лопасти, относительный
радиус которого г = 0,7. Этот же угол принимается за установочный угол (шаг) несущего
винта.
При повороте лопасти относительно ее продольной оси установочный угол изменяется.
Такой поворот возможен благодаря наличию осевого шарнира. Следовательно, осевые
шарниры лопастей несущего винта предназначены для изменения шага.
Геометрической круткой лопасти называется изменение шага элементов лопасти по
радиусу несущего винта.
У корневых элементов лопасти установочные углы наибольшие, у концевых — наименьшие.
Геометрическая крутка улучшает условия работы разных элементов лопасти: углы атаки
приближаются к наивыгоднейшим. Это приводит к увеличению силы тяги несущего винта на
5—7%, поэтому геометрическая крутка дает увеличение полезной нагрузки вертолета при
постоянной мощности двигателя.
Вследствие геометрической крутки достигается более равномерное распределение нагрузки
на силовые элементы лопасти и увеличивается скорость, при которой возникает срыв потока с
отступающей лопасти. У большинства лопастей геометрическая крутка не превышает 5—7°.
Под жесткостью понимают способность лопасти сохранять свою форму. При большой
жесткости даже сильные нагрузки не способны деформировать конструкцию и внешний вид
лопасти.
При малой жесткости лопасть становится гибкой и легко поддается деформации, т. е. сильно
изгибается и скручивается. Слишком большая гибкость не позволяет придать лопасти наивыгоднейшую крутку. Это ведет к ухудшению аэродинамических характеристик несущего винта.
Для получения большой жесткости необходимо увеличивать габариты силовых элементов,
что приводит к увеличению веса лопасти. Излишне большая жесткость приводит к возрастанию
вибраций несущего винта.
21
Наибольшей жесткостью обладают металлические и сплошные деревянные лопасти, но
последние имеют большой вес, поэтому применяются только на легких вертолетах.
Площадь, ометаемая несущим винтом, — это площадь круга, который описывают концы
лопастей
D2
F= ПR2= П -----;
4
Эта характеристика несущего винта имеет примерно такое же значение, как площадь крыла
самолета, т. е. она подобна площади несущей поверхности.
Удельная нагрузка на ометаемую площадь определяется как отношение веса вертолета к
площади, ометаемой несущим винтом
где Р — удельная нагрузка, кГ/м2;
G — вес вертолета, кГ;
F — ометаемая площадь, м2.
У современных легких вертолетов удельная нагрузка изменяется от 12 до 25 кГ/м2 (или 120—
150 н/м2), у вертолетов с двумя двигателями удельная нагрузка может быть до 40-45 кГ/м.2
Коэффициент заполнения равен отношению суммарной площади лопастей к площади,
ометаемой несущим винтом,
SЛк
σ =---F
где
Sл — площадь одной лопасти, м2;
k — количество лопастей.
У современных несущих винтов количество лопастей может быть от 2 до 6. Чаще всего бывает
3—4 лопасти у легких вертолетов и 5—6 — у тяжелых.
Коэффициент заполнения имеет величину от 0,04 до 0,07. Это значит, что 4—7% площади,
ометаемой винтом, занимают лопасти. Чем больше коэффициент заполнения в указанных
пределах, тем больше тяга, развиваемая винтом. Но если коэффициент заполнения превышает
0,07, то растут силы сопротивления вращению и снижается к. п. д. несущего винта.
Силами сопротивления вращению называются аэродинамические силы, действующие в
плоскости вращения втулки и направленные против вращения.
На каждом элементе лопасти возникает своя элементарная сила сопротивления вращению.
Подобно силе лобового сопротивления крыла элементарные силы сопротивления вращению
состоят из сил профильного и индуктивного сопротивления.
Профильное сопротивление вращению F проф. является аэродинамической силой, которая
возникает из-за разности давления воздуха на переднюю и заднюю части лопасти и вследствие
трения воздуха в пограничном слое. Профильное сопротивление зависит в основном от числа
22
оборотов несущего винта, состояния поверхности лопастей и формы профиля. Оно мало
изменяется при изменении шага винта.
Индуктивное сопротивление возникает вследствие индуктивного скоса потока у лопасти
несущего винта. Индуктивный скос потока отклоняет вектор элементарной силы тяги на
угол р относительно оси втулки назад. Если вектор отклоненной элементарной силы тяги ДГ
спроектировать на плоскость вращения втулки, получим вектор элементарной индуктивной
силы сопротивления вращению.
Индуктивное сопротивление вращению зависит, главным образом, от шага несущего винта
(с увеличением шага оно увеличивается). Профильное и индуктивное сопротивления, как и сила
тяги, зависят от плотности воздуха.
Реактивный момент несущего винта. Элементарные силы сопротивления вращению
возникают на каждом элементе лопасти. Сложив элементарные силы одной лопасти, мы получим их равнодействующую.
Так как силы сопротивления вращению направлены против вращения винта, то их
геометрическая сумма (равнодействующая) равна нулю и не вызывает поступательного
движения несущего винта. Но силы сопротивления вращению образуют относительно
оси втулки момент, называемый реактивным, иногда его называют моментом сопротивления
вращению Мр.
Реактивный момент зависит от тех же причин, которые определяют величину сил
сопротивления вращению, т. е. от шага 'винта, числа оборотов, состояния поверхности и формы
лопастей, плотности воздуха.
Реактивный момент направлен против вращения винта, следовательно, этот момент являяется тормозящим, он стремится остановить винт, уменьшает его угловую скорость вращения.
ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА
Геометрические характеристики крыла сводятся в основном к характеристикам формы крыла в
плане и к характеристикам профиля крыла. Крылья современных самолетов по форме в плане
могут быть (Рис. 13): эллипсовидные (а), прямоугольные (б), трапециевидные (в),
стреловидные (г) и треугольные (д).
Наилучшей в аэродинамическом отношении является эллипсовидная форма, но такое крыло
сложно в производстве, поэтому редко применяется. Прямоугольное крыло менее выгодно с
точки зрения аэродинамики, но значительно проще в изготовлении. Трапециевидное крыло по
аэродинамическим характеристикам лучше прямоугольного, но несколько сложнее в
изготовлении.
Стреловидные и треугольные в плане крылья в аэродинамическом отношении на дозвуковых
скоростях уступают трапециевидным и прямоугольным, но на околозвуковых и сверхзвуковых
23
имеют значительные преимущества. Поэтому такие крылья применяются только на самолетах,
летающих на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях.
Рис. 13. Формы крыльев в плане.
Рис. 14. Угол поперечного V крыла.
Рис. 15. Геометрические характеристики крыла.
Форма крыла в плане характеризуется размахом, площадью удлинением, сужением,
стреловидностью (Рис.13) и поперечным V(Рис. 14)
Размахом крыла называется расстояние между концами крыла по прямой линии.
Площадь крыла в плане Sкр ограничена контурами крыла.
Площадь трапециевидного и стреловидного крыльев вычисляет как площади двух трапеций
где b0 -корневая хорда, м;
bк-концевая хорда, м;
24
- средняя хорда крыла, м.
Удлинением крыла называется отношение размаха крыла к средней хорде
Если вместо bср подставить его значение из равенства, то удлинение крыла будет определяться
по формуле
Для современных сверхзвуковых и околозвуковых самолетов удлинение крыла не превышает 25. Для самолетов малых скоростей величина удлинения может достигать 12-15, а для планеров
до 25.
Сужением крыла называется отношение осевой хорды к концевой хорде
Для дозвуковых самолетов сужение крыла обычно не превышает 3, а для околозвуковых и
сверхзвуковых оно может изменяться в широких пределах.
называется угол между линией передней кромки крыла и поперечной
осью самолета. Стреловидность также может быть замерена по линии фокусов (проходящей на
расстоянии 1/4 хорды от ребра атаки) или по другой линии крыла. Для околозвуковых
самолетов она достигает 45°, а для сверхзвуковых - до 60°.
Углом поперечного V крыла называется угол между поперечной осью самолета и нижней
поверхностью крыла (Рис. 14). У современных самолетов угол поперечного V колеблется от +5°
до -15°.
Профилем крыла называется форма его поперечного сечения. Профили могут быть (Рис. 16):
симметричными и несимметричными. Несимметричные в свою очередь могут быть
двояковыпуклыми, плосковыпуклыми, вогнутовыпуклыми и .S-образными. Чечевицеобразные
и клиновидные могут применяться для сверхзвуковых самолетов. На современных самолетах
применяются в основном симметричные и двояковыпуклые несимметричные профили.
Основными характеристиками профиля являются: хорда профиля, относительная толщина,
относительная кривизна (Рис. 17).
Хордой профиля b называется отрезок прямой, соединяющий две наиболее удаленные точки
профиля.
25
Рис. 16. Формы профилей крыла.
1 - симметричный; 2 - не симметричный; 3 - плосковыпуклый; 4 - двояковыпуклый; 5 - Sобразный; 6 -ламинизированный; 7 - чечевицеобразный; 8 - ромбовидный; 9 -  --видный
Рис. 17. Геометрические характеристики профиля:
b - хорда профиля; С макс - наибольшая толщина; fмакс - стрела кривизны; хс- координата
наибольшей толщины
Рис. 18. Углы атаки крыла
Рис. 19. Полная аэродинамическая сила и точка ее приложения
26
R - полная аэродинамическая сила; Y - подъемная сила; Q - сила лобового сопротивления; угол атаки;  - угол качества
Относительной толщиной профиля с называется отношение максимальной толщины Смакc к
хорде, выраженное в процентах:
Положение максимальной толщины профиля Хc выражается в процентах от длины хорды и
отсчитывается от носка
У современных самолетов относительная толщина профиля находится в пределах 4-16%.
Относительной кривизной профиля f называется отношение максимальной кривизны f к
хорде, выраженное в процентах.
Максимальное расстояние от средней линии профиля до хорды определяет кривизну профиля.
Средняя линия профиля проводится на равном расстоянии от верхнего и нижнего обводов
профиля.
У симметричных профилей относительная кривизна равна нулю, для несимметричных же эта
величина отлична от нуля и не превышает 4%.
СРЕДНЯЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ХОРДА КРЫЛА
Всякое вращательное движение самолета в полете совершается вокруг его центра тяжести.
Поэтому важно уметь быстро определять положение ЦТ и знать, как будет изменяться балансировка при изменении его положения. Положение центра тяжести, как правило, ориентируется относительно средней аэродинамической хорды крыла.
Средней аэродинамической хордой крыла (САХ) называется хорда такого прямоугольного
крыла, которое имеет одинаковые с данным крылом площадь, величину полной аэродинамической силы и положение центра давления (ЦД) при равных углах атаки (Рис. 14).
Рис. 20. Средние аэродинамические хорды крыльев.
27
Величина и координаты САХ для каждого самолета определяются в процессе проектирования и
указываются в техническом описании.
Если величина и положение САХ данного самолета неизвестны, то их можно определить приближенно. Для трапециевидного незакрученного крыла САХ определяется путем геометриического построения. Для этого крыло самолета вычерчивается в плане (и в определенном
масштабе). На продолжении корневой хорды откладывается отрезок, равный по величине
концевой хорде (Рис. 21), а на продолжении концевой хорды (вперед) откладывается отрезок,
равный корневой хорде. Концы отрезков соединяют прямой линией. Затем проводят среднюю
линию крыла, соединяя прямой середины корневой и концевой хорд. Через точку пересечения
этих двух линий и пройдет средняя аэродинамическая хорда (САХ).
Рис. 21. Геометрическое определение САХ.
Зная величину и положение САХ на самолете и приняв ее как базовую линию, определяют
относительно нее положение центра тяжести самолета, центра давления крыла и т. д.
Аэродинамическая сила самолета создается крылом и приложена в центре давления. Центр
давления и центр тяжести, как правило, не совпадают и поэтому образуется момент сил.
Величина этого момента зависит от величины силы и расстояния между ЦТ и центром
давления, положение которых определяется как расстояние от начала САХ, выраженное в
линейных величинах или в процентах длины САХ.
Рис. 22. Положение центра тяжести
Рис. 23. Расчет центровки при
самолета
изменении веса самолета
28
АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО КРЫЛА
С точки зрения аэродинамики наиболее выгодным будет такое крыло, которое обладает
способностью создавать возможно большею подъемную силу при возможно меньшем лобовом
сопротивлении. Для оценки аэродинамического совершенства крыла вводится понятие аэродинамического качества крыла.
Аэродинамическим качеством крыла называется отношение подъемной силы к силе
лобового сопротивления крыла на данном угле атаки
где Y - подъемная сила, кг;
Q - сила лобового сопротивления, кг. Подставив в формулу значения Y и Q, получим
Чем больше аэродинамическое качество крыла, тем оно совершеннее. Величина качества для
современных самолетов может достигать 14-15, а для планеров 45-50. Это означает, что крыло
самолета может создавать подъемную силу, превышающую лобовое сопротивление в 14-15 раз,
а у планеров даже в 50 раз.
Аэродинамическое качество характеризуется углом
или
Угол
между векторами подъемной и полной аэродинамической сил называется углом
качества. Чем больше аэродинамическое качество, тем меньше угол качества, и наоборот.
Аэродинамическое качество крыла зависит от тех же факторов, что и коэффициенты Су и Сх, т.
е. от угла атаки, формы профиля, формы крыла в плане, числа М полета и от обработки
поверхности.
8.2.4. ОСЕВАЯ НАГРУЗКА, ВЕС И АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ РАВНОДЕЙСТВУЮЩАЯ
В горизонтальном полёте на крыло воздействуют 3 силы.
R — полная аэродинамическая сила, которая раскладывается на 3 составляющие:
Y — подъёмная сила;
X — сила сопротивления;
29
Z — боковая сила.
G — сила веса;
P — сила тяги.
при этом P=X есть условие сохранения скорости
Y=G есть условия сохранения горизонтального полета,
Рис . Силы, действующие в горизонтальном полёте самолета
Схема сил, действующих в наборе высоты
В наборе высоты сила G раскладывается в скоростной системе координат на две составляющие
Gcos ( — тета — угол наклона траектории) и Gsin. Gcos уравновешивается подъёмной
силой Y, а Gsin суммируется с силой X и образует суммарную силу, которая уравновешивается силой тяги.
X= Gsin — условие постоянной скорости;
Gcos=Y — условие постоянного .
30
Схема сил, действующих на планировании
На планировании сила G раскладывается также на 2 составляющие G cos ( — тета — угол
наклона траектории) и G sin. G cos уравновешивается подъемной силой Y, а G sin суммируется с силой X.
То есть на планировании роль силы тяги выполняет составляющая силы веса.
8.2.5. ГЕНЕРИРОВАНИЕ ПОДЪЁМНОЙ СИЛЫ И СОПРОТИВЛЕНИЯ: УГОЛ АТАКИ,
КОЭФИЦИЕНТ ПОДЪЁМНОЙ СИЛЫ, КОЭФИЦИЕНТ СОПРОТИВЛЕНИЯ, ПОЛЯРНАЯ
КРИВАЯ, ПОТЕРЯ СКОРОСТИ.
Подъёмная сила возникает вследствие обтекания лопасти и образования разности давлений
под лопастью над ней.
Лобовым сопротивлением лопасти называется аэродинамическая сила, которая тормозит
движение лопасти в воздухе и направлена в сторону, противоположную движению.
Формулы этих сил одинаковы, разница только в коэффициентах.
Y= Cy
Значения
ρV 2
S
2
этих
коэффициентов
X= Cx
ρV 2
S
2
получают
путём
продувки
лопасти
(крыла)
в
аэродинамической трубе.
Cy практически линейно растет с увеличением , вплоть до кр, то есть до срыва потока с
крыла.
Значение Cy колеблется на большинстве самолётов от 0 до 2. По сути коэффициент Cy
характеризует способность крыла преобразовывать скоростной напор в подъёмную силу.
Существуют самолёты, оснащённые мощной механизацией крыла для уменьшения посадочной
скорости и уменьшения взлётной дистанции, они имеют более высокие значения Cy. Однако
более Cy = 6 человеку достичь не удалось, тогда как Cy большого орла при взлёте с добычей с
земли достигает значения 14.
31
Коэффициент Cx, как, впрочем, и сила X, состоит в основном из 3-х составляющих.
Волновая — 4-я составляющая появляется при числах M, близких к M критическому, около M
= 0,8.
Cx тр (трения) — возникает из-за трения воздуха о ЛА.
Cx давления (или вихревое) — возникает из-за разности давлений перед крылом и за
крылом.
Cxi (индуктивное) — возникает из-за так называемого скоса потока . Когда набегающий
поток встречает наклонную, нижнюю, плоскость крыла, он изменяет направление движения
параллельно плоскости, то есть несколько наклоняется вниз. Подъёмная сила отклоняется
вместе с потоком на такой же угол назад, так как является производной от потока, изменившего
направление. Появившаяся составляющая подъёмной силы на оси X и есть индуктивная
составляющая.
Подъемной силой будет не вся сила Y' а ее составляющая Y, направленная перпендикулярно
набегающему потоку:
Рис. 24. Подъёмная сила и лобовое сопротивление.
По известным значениям аэродинамических коэффициентов Су и Сх для различных углов
атаки строят график К = f () (Рис. 24).
Из графика видно, что с увеличением угла атаки до определенной величины аэродинами-ческое
качество возрастает. При некотором угле атаки качество достигает максимальной величины
Кмакс. Этот угол называется наивыгоднейшим углом атаки, наив. На угле атаки нулевой
подъемной силы, где Су=0 аэродинамическое качество будет равно нулю.
Влияние на аэродинамическое качество формы профиля связано с относительными толщиной и
кривизной профиля. При этом большое влияние оказывают форма обводов профиля, форма
носка и положение максимальной толщины профиля вдоль хорды (Рис. 26).
32
Рис. 25. График зависимости
аэродинамического качества от
угла атаки
Рис. 26. Зависимость аэродинамического
качества от угла атаки и толщины профиля
При обтекании профилей с закругленными и утолщенными носками на носке профиля образуется подсасывающая сила, которая может значительно уменьшить лобовое сопротивление.
Наибольшей величины она достигает на углах атаки, близких к
наив , когда подсасывающая
сила может превышать силу трения.
Для получения больших значений Кмакс выбираются оптимальные толщина и кривизна
профиля, формы обводов и удлинение крыла.
Форма крыла в плане также оказывает влияние на аэродинамическое качество крыла. Для
получения наибольших значений качества наилучшей формой крыла является эллипсовидная с
закругленной передней кромкой. Такое крыло имеет наименьшее индуктивное сопротивление.
Увеличение удлинения крыла уменьшает его индуктивное сопротивление (вспомним )
следовательно, увеличивает аэродинамическое качество.
При увеличении числа М полета до появления волнового кризиса качество будет незначительно
возрастать (для данного угла атаки), так как проявление сжимаемости воздуха увеличивает Су.
С наступлением волнового кризиса качество резко уменьшается, потому что коэффициент
подъемной силы уменьшается, а Сх увеличивается (Рис. 26).
Состояние поверхности крыла (шероховатость, волнистость, отступление от заданной
формы) влияет на величину профильного сопротивления. Поэтому, улучшая состояние
поверхности крыла (или поддерживая ее в хорошем состоянии), можно добиться повышения
аэродинамического качества самолета.
ПОЛЯРНАЯ КРИВАЯ
Для различных расчетов летных характеристик крыла особенно важно знать одновременное
изменение Су и Сх в диапазоне летных углов атаки. Для этой цели строится график зависимости коэффициента Су от Сх, называемый полярной кривой или полярой.
33
Для построения поляры для данного крыла, крыло (или его модель) продувается в аэродинамической трубе при различных углах атаки. При продувке для каждого угла атаки аэродинамическими весами замеряются величины подъемной силы Y и силы лобового сопротивления Q.
Определив величины сил Y и Q для данного профиля, вычисляют их аэродинамические
коэффициенты. Из формулы подъемной силы и силы лобового сопротивления находим:
Такой расчет производится для каждого угла атаки. Результаты замеров и вычислений
заносятся в таблицу.
Для построения поляры проводятся две взаимно перпендикулярные оси. На вертикальной оси
откладывают значения Су, а на горизонтальной - Сх. Масштабы для Су и Сх обычно берутся
разные.
Принято для Су брать масштаб в 5 раз крупнее, чем для Сх, так как в пределах летных углов
атаки диапазон изменения Су в несколько раз больше, чем диапазон изменения Сх. Каждая
точка полученного графика соответствует определенному углу атаки.
Название «поляра» объясняется тем, что эту кривую можно рассматривать как полярную
диаграмму, построенную на координатах коэффициента полной аэродинамической силы СR и ,
где - угол наклона полной аэродинамической силы R к направлению скорости набегающего
потока (при условии, если масштабы Су и Сх взять одинаковыми).
Рис. 27. Принцип построения
Рис. 28. Поляра крыла
поляры крыла
34
Если из начала координат (Рис. 27), совмещенного с центром давления профиля, провести
вектор к любой точке на поляре, то он будет представлять собой диагональ прямоугольника,
стороны которого соответственно равны Сy и Сх. лобового сопротивления и коэффициента
подъемной силы от углов атаки - так называемая поляра крыла.
Так как коэффициенты Сy и Сх пропорциональны аэродинамическим силам, то нетрудно
убедиться, что угол, заключенный между векторами Сr и Сy, представляет собой угол качества
. Угол качества  можно непосредственно замерять на поляре, построенной в равных
масштабах Сy и Сх.
Поляра строится для вполне определенного крыла с заданными геометрическими размерами и
формой профиля (Рис. 28). По поляре крыла можно определить ряд характерных углов атаки.
Угол нулевой подъемной силы о находится на пересечении поляры с осью Сх. При этом
угле атаки коэффициент подъемной силы равен нулю (Сy = 0).
Угол атаки, на котором Сх имеет наименьшую величину Cх.мин. находится проведением
касательной к поляре, параллельной оси Сy. Для современных крыльевых профилей этот угол
заключен в диапазоне от 0 до 1°.
Наивыгоднейший угол атаки наив . Так как на наивыгоднейшем угле атаки аэродинамическое качество крыла максимальное, то угол между осью Сy и касательной, проведенной из
начала координат, т. е. угол качества
, на этом угле атаки будет минимальным. Поэтому для
определения наив нужно провести из начала координат касательную к поляре. Точка касания
будет соответствовать наив. Для современных крыльев наив лежит в пределах 4 - 6°.
Критический угол атаки крит . Для определения критического угла атаки необходимо
провести касательную к поляре, параллельную оси Сх. Точка касания и будет соответствовать
крит . Для крыльев современных самолетов крит = 16-30°.
Углы атаки с одинаковым аэродинамическим качеством находятся проведением из начала
координат секущей к поляре. В точках пересечения найдем углы атаки (и ) при полете, на
которых аэродинамическое качество будет одинаково и обязательно меньше Кмакс.
Одной из основных аэродинамических характеристик самолета является поляра самолета. Ранее
было установлено, что коэффициент подъемной силы крыла Сy равен коэффициенту подъемной
силы всего самолета, а коэффициент лобового сопротивления самолета для каждого угла атаки
больше Сх крыла на величину Сх вр, т. е.
35
Поэтому поляру самолета можно получить путем прибавления величины Сх
вр
к Сх крыла на
поляре крыла для соответствующих углов атаки. Поляра самолета будет при этом сдвинута
вправо от поляры крыла на величину Сх вр (Рис. 29). Обычно поляру самолета строят, используя
данные зависимостей Сy=f() и Сх=f(), , полученных экспериментально путем продувок
моделей в аэродинамических трубах. Углы атаки на поляре самолета проставляются путем
переноса по горизонтали углов атаки, размеченных на поляре крыла.
Определение аэродинамических характеристик и характерных углов атаки по поляре самолета
производится так же, как это делалось на поляре крыла.
Угол атаки нулевой подъемной силы самолета практически не отличается от угла атаки
нулевой подъемной силы крыла. Так как на угле
подъемная сила равна нулю, то на этом угле
атаки возможно только вертикальное движение самолета вниз, называемое отвесным
пикированием, или вертикальная горка под углом 90°.
Рис. 29. Поляры крыла и
Рис. 30. Поляры самолета с
самолета
выпущенными закрылками
Угол атаки, при котором коэффициент лобового сопротивления имеет минимальную величину
(
) находится проведением параллельно оси Сy касательной к поляре. При полете на этом
угле атаки будут наименьшие потери на сопротивление. На этом угле атаки (или близком к
нему) совершается полет с максимальной скоростью.
Наивыгоднейший угол атаки соответствует наибольшему значению аэродинамического
качества самолета. Графически этот угол, так же, как и для крыла, определяется путем
проведения касательной к поляре из начала координат. Из графика видно, что наклон
касательной к поляре самолета больше, чем касательной к поляре крыла. А так как
36
то можно сделать вывод, что максимальное качество самолета в целом всегда меньше максимального аэродинамического качества отдельно взятого крыла. Из этого же рис. видно, что
наивыгоднейший угол атаки самолета больше наивыгоднейшего угла атаки крыла на 2 - 3°.
Условия работы несущего винта или его режим работы определяются положением несущего
винта в потоке воздуха. В зависимости от положения различают два основных режима работы:
осевого обтекания и косого.
Режимом осевого обтекания называются такие условия работы несущего винта, при которых ось его втулки расположена параллельно набегающему невозмущенному потоку. На режиме осевого обтекания невозмущенный поток набегает перпендикулярно плоскости вращения втулки несущего винта.
В этом режиме несущий винт работает на стоянке, при висении, при вертикальном наборе
высоты и при вертикальном снижении вертолета. Существенной особенностью режима осевого обтекания является то, что положение лопасти вращающегося несущего винта относительно потока, набегающего на винт, не меняется, следовательно, не меняются аэродинамические силы при движении лопасти по кругу.
Режимом косого обтекания называются такие условия работы несущего винта, при которых
поток воздуха набегает на винт непараллельно оси втулки. Существенное отличие этого режима
заключается в том, что при движении лопасти по кругу непрерывно изменяется ее положение
относительно потока, набегающего на винт. Следствием этого будет изменение скорости
обтекания каждого элемента и аэродинамических сил лопасти. Режим косого обтекания имеет
место при горизонтальном полете вертолета и при полете по наклонной траектории вверх и
вниз.
Из определения режимов работы видно, что положение несущего винта в потоке воздуха
имеет существенное значение. Это положение определяется углом атаки несущего винта.
Углом атаки несущего винта называется угол А, образованный плоскостью вращения втулки
и вектором скорости полета или невозмущенного потока, набегающего на винт. Угол атаки
положителен, если поток набегает на винт снизу. Если поток набегает на винт сверху — угол
атаки отрицательный. Если же поток воздуха набегает на винт параллельно плоскости
вращения втулки, угол атаки равен нулю.
Нетрудно заметить связь между режимом работы несущего винта и углом атаки:
- на режиме осевого обтекания угол атаки несущего винта А == ±90°;
- на режиме косого обтекания А не =±90°.
Если угол атаки А = 0°, то режим работы несущего винта называется режимом плоского
обтекания.
37
Для характеристики режима работы несущего винта введена специальная величина —
коэффициент режима работы.
Коэффициентом режима работы несущего винта р, называется отношение проекции вектора
скорости полета на плоскость вращения втулки к окружной скорости конца лопасти. Проекция
вектора скорости полета или невозмущенного потока на плоскость вращения втулки равна
произведению VcosA.
Силами сопротивления вращению называются аэродинамические силы, действующие в
плоскости вращения втулки и направленные против вращения.
На каждом элементе лопасти возникает своя элементарная сила сопротивления вращению.
Подобно силе лобового сопротивления крыла элементарные силы сопротивления вращению
состоят из сил профильного и индуктивного сопротивления.
Профильное сопротивление вращению F проф. является аэродинамической силой, которая
возникает из-за разности давления воздуха на переднюю и заднюю части лопасти и вследствие
трения воздуха в пограничном слое. Профильное сопротивление зависит в основном от числа
оборотов несущего винта, состояния поверхности лопастей и формы профиля. Оно мало
изменяется при изменении шага винта.
Индуктивное сопротивление возникает вследствие индуктивного скоса потока у лопасти
несущего винта. Индуктивный скос потока отклоняет вектор элементарной силы тяги на
угол р относительно оси втулки назад. Если вектор отклоненной элементарной силы тяги ДГ
спроектировать на плоскость вращения втулки, получим вектор элементарной индуктивной
силы сопротивления вращению.
Индуктивное сопротивление вращению зависит, главным образом, от шага несущего винта
(с увеличением шага оно увеличивается). Профильное и индуктивное сопротивления, как и сила
тяги, зависят от плотности воздуха.
Реактивный момент несущего винта. Элементарные силы сопротивления вращению
возникают на каждом элементе лопасти. Сложив элементарные силы одной лопасти, мы получим их равнодействующую.
Так как силы сопротивления вращению направлены против вращения винта, то их
геометрическая сумма (равнодействующая) равна нулю и не вызывает поступательного
движения несущего винта. Но силы сопротивления вращению образуют относительно
оси втулки момент, называемый реактивным, иногда его называют моментом сопротивления
вращению Мр.
Реактивный момент зависит от тех же причин, которые определяют величину сил
сопротивления вращению, т. е. от шага 'винта, числа оборотов, состояния поверхности и формы
лопастей, плотности воздуха.
38
Реактивный момент направлен против вращения винта, следовательно, этот момент являяется тормозящим, он стремится остановить винт, уменьшает его угловую скорость вращения.
Мощность, потребная для вращения несущего винта, подается к винту от двигателя через
трансмиссию. Но винт не может получить от двигателя всю развиваемую им мощность, так как
часть ее расходуется на другие цели и до несущего винта не доходит. Суммарная потеря
мощности складывается из потерь:
на вращение рулевого винта;
на вращение вентилятора, охлаждающего двигатель;
на преодоление трения в агрегатах трансмиссии;
на привод вспомогательных агрегатов;
на обдувку фюзеляжа и других частей вертолета.
Рассмотрим величины этих потерь, или энергетический баланс вертолета.
Для выполнения установившегося полета необходимо чтобы мощность, вырабатываемая
силовой установкой, была равна мощности, потребной для полета на данном режиме.
Потребной, называется мощность, которую необходимо подводить к несущему винту для
создания потребной для полета тяги. В общем случае потребная мощность состоит из
индуктивной, профильной мощностей и мощности движения (рис.)
N п  N инд  N пр  N дв
Индуктивная мощность N инд , затрачиваемая на создание подъемной силы имеет наибольшее значение на режиме висения (70-80%) и уменьшается с увеличением скорости полета
вследствие увеличения массы воздуха, проходящего через несущий винт за единицу времени.
Профильная мощность N пр , потребная для преодоления профильного сопротивления
лопастей НВ. С ростом скорости полета увеличивается.
Мощность движения N дв , затрачиваемая на передвижение вертолета в пространстве, на
режиме висения равна нулю, а с увеличением скорости возрастает вследствие роста лобового
сопротивления вертолета.
Рис. Потребная мощность и ее составляющие
39
Потребная мощность для горизонтального полета N п с увеличением скорости полета
вначале уменьшается, а затем увеличивается в соответствии с характером изменения N инд , N пр ,
N дв . Величина потребной мощности зависит, в основном, от следующих факторов: высоты
полета, полетной массы, температуры наружного воздуха и др. С увеличением высоты горизонтального полета уменьшается плотность воздуха и для создания одной и той же по величине
тяги при одной и той же скорости потребная мощность увеличивается. С увеличением полетной
массы вертолета требуется большая тяга, поэтому потребная мощность для горизонтального
полета увеличивается. С увеличением температуры наружного воздуха уменьшается плотность
воздуха на данной высоте, поэтому для создания такой же по величине тяги необходимо
увеличивать общий шаг, что в свою очередь ведет к увеличению потребной мощности.
Значительное уменьшение потребной мощности для несущего винта получается при
висении вертолета вблизи земли за счет влияния воздушной подушки.
Сущность явления воздушной подушки заключается в том, что индуктивный поток, отбрасываемый винтом вниз, встречает экран (земную поверхность) и кинетическая энергия его
рассеивается в ограниченном пространстве под винтом, что создает дополнительное увеличение тяги несущего винта и в конечном счете при mвзл = const способствует уменьшению потребной мощности на висении, т.е. увеличивает запас мощности, что положительно сказывается
при выполнении взлетов и посадок на высокогорных площадках при высоких температурах
наружного воздуха с максимальной взлетной массой. С увеличением высоты висения эффект
влияния воздушной подушки уменьшается и на высоте висения 20м он практически исчезает.
Влияние воздушной подушки также пропадает при висении над кустарником, водной поверхностью, т.к. энергия потока в этом случае расходуется в основном на раскачку кустарника и
образование волн.
Располагаемая мощность N р для несущего винта – это максимальная мощность, которая
подводится к несущему винту при работе на взлетном режиме.
Рис. Зависимость коэффициента использования мощности от скорости полета.
40
Она меньше эффективной мощности двигателей N е на величину потерь на привод РВ (710% на режиме висения и 3-4% на крейсерской скорости), привод агрегатов двигателя и
вертолета (1%) , трения в трансмиссии (3%), привод вентилятора (1,5%), гидравлические
сопротивления входных устройств (2,5%). Кроме того при включении ПОС (4%), СКВ (0,8%).
Учитываются эти потери через коэффициент использования мощности (рис.).
N р  N е м , где
 м =0,83-0,86
Располагаемая мощность для несущего винта изменяется от высоты полета и температуры
наружного воздуха точно так же, как и эффективная мощность двигателей при работе их на
взлетном режиме, т.е. для двигателя с увеличением высоты полета и температуры наружного
воздуха более расчетной, располагаемая мощность падает.
8.2.6. ЗАГРЯЗНЕНИЕ КРЫЛА, В ТОМ ЧИСЛЕ ЛЬДОМ, СНЕГОМ, ИНЕЕМ.
К загрязнению крыла относится его обледенение.
Обледенение самолета.
Обледенение самолета представляет большую опасность для полетов. Однако пилот
может не бояться обледенения, если он хорошо знает причины образования льда и умеет
бороться с начавшимся обледенением самолета. Пилот должен по возможности избегать
полетов в районах, где возможно обледенение. Он должен уметь бороться с образованием льда
на внешних поверхностях самолета и во всасывающей системе двигателя. Образование льда
происходит тогда, когда в воздухе присутствуют капельки воды, а эффективная температура
воздуха равна температуре замерзания воды или ниже ее.
Основными факторами, определяющими скорость образования льда, являются:
- количество находящейся в воздухе переохлажденной воды,
- температура воздуха;
- величина и степень шероховатости поверхности, на которой образуется лед;
- воздушная скорость самолета.
Обледенение крыла приводит к нарушению характера обтекания крыла воздушным
потоком, в результате чего уменьшается подъемная сила и увеличивается лобовое сопротивление. Основной вред, который приносит самолету обледенение, состоит не в увеличении
веса самолета, а в ухудшении его аэродинамического качества. Если самолет DC -4 покроется
слоем льда толщиной 12 мм, то вес его увеличится примерно на 3000 кг, при этом расход
топлива увеличится всего на 70 л / час. Зато влияние этого льда на критическую скорость будет
серьезным.
41
Образование инея на поверхности самолета, в частности, на крыльях, происходит при
полете в слоистых или слоисто-кучевых облаках вдоль фронта, поскольку в этих облаках влага
находится в виде мелких капелек. При попадании этих капелек на поверхность крыла они не
растекаются на ней и поэтому образуют непрозрачную шероховатую и пористую корку.
Обычно такой вид обледенения не изменяет профиля крыла и может быть легко удален с
передней кромки крыльев при помощи противообледенителя. При обледенении такого вида
увеличиваются лобовое сопротивление и критическая скорость самолета.
Образование чистого льда на поверхности самолета наблюдается при температуре от 0
до -10 ° С в кучевых облаках, в которых капли переохлажденной воды вследствие большой
турбулентности воздуха являются большими. Такое обледенение происходит вследствие
замерзания пленки воды, которая образуется при растекании на крыльях самолета крупных
переохлажденных капель дождя. Образующаяся при этом ледяная корка являет собой чистый,
гладкий и прозрачный лед. Образование льда на поверхности крыла - одна из наиболее опасных
форм обледенения. В основном лед откладывается на его передней кромке в виде грибовидного
нароста, сильно искажает аэродинамический профиль крыла.
Кроме отдельного откладывания на крыльях снега, инея, льда, существует смешанное
обледенение, которое представляет собой одновременное образование инея и льда, которое
может происходить при полетах в слоистых и кучевых облаках фронта окклюзии. Помимо
уменьшения подъемной силы, увеличение лобового сопротивления и критической скорости,
образующийся лед за счет своего веса приводит к увеличению нагрузки на крыло и смещению
центра тяжести самолета. Этот лед также препятствует отклонению рулей, что может привести
к потере управления.
Действия пилота при обледенении летательного аппарата.
Как правило, обледенение бывает при полетах ниже инверсионного слоя, вдоль фронтов
и над горами. Температурные инверсии, встречающиеся перед холодным фронтом, происходят
вследствие поднятия сравнительно теплых воздушных масс над переохлажденным дождем или
снегом. Обледенение в слоях инверсии характеризуется образованием чистого льда. Для того
чтобы избежать обледенения, нужно подняться в более теплые слои воздуха. Набор высоты
следует продолжать, пока температура увеличивается. Когда температура перестанет расти,
следует перейти в режим горизонтального полета, чтобы не попасть в следующий слой
возможного обледенения. В теплых фронтах температура набегающего теплого воздуха может
быть выше температуры замерзания, в результате чего обледенения здесь происходить не
будет. В верхней же части облаков температура может быть достаточно низкой, поэтому в них
возможно сильное обледенение. В холодных фронтах благодаря наличию кучевых облаков, что
является следствием сильных восходящих потоков, происходит обледенение в виде чистого
42
льда. Хотя холодный фронт имеет меньшую глубину, чем теплый, в нем происходит более
сильное обледенение вследствие наличия более благоприятных для этого условий. Наиболее
частым и в то же время наиболее опасным является обледенение над горами. Горные хребты
вызывают сильные восходящие потоки, которые могут содержать большие капли воды,
образующие при низких температурах чистый лед на поверхностях самолета. Наиболее сильное
обледенение бывает над хребтом с наветренной стороны. Следует избегать областей с большой
турбулентностью воздуха. Если самолет попадет в полосу сырого липкого снега, следует
подняться выше, где температура ниже и снег не является липким. Районы обледенения нужно
пролетать как можно скорее. При первых признаках обледенения нужно прежде всего
попытаться
выйти
из
района
обледенения
еще
до
применения
пневматического
противообледенительного устройства, так как при длительном его использовании наблюдается
нарастание льда в местах соединения «галоши» с обшивкой крыла.
При обледенении самолета задача пилота сводится к выдерживанию необходимой
скорости и малого угла атаки, так как на малых углах воздушный поток плавно обтекает крыло
сверху, а на больших может произойти срыв потока и в результате - полная потеря скорости.
При полете в сложных метеорологических условиях снижение стоит делать только в том
случае, если на это есть разрешение. При полете в зоне переохлажденного дождя необходимо
увеличить мощность двигателя и набирать высоту для выхода в слой более теплого воздуха, не
увеличивая при этом угол атаки больше, чем это необходимо.
Пилот не должен забывать также важное правило: «Для сохранения жизни - разворот на
180 °!"
Потеря скорости, вызываемая обледенением, происходит иначе, чем потеря скорости
самолета в обычных условиях. Она происходит при большей скорости. Непосредственно перед
потерей скорости заметно ослабляется действие руля и резко ухудшается устойчивость самолета. Потеря скорости происходит не сразу, а постепенно. Полет становится вялым, неустойчивым, и самолет сваливается на крыло (вправо или влево - в зависимости от индивидуальных
особенностей самолета). Критическая скорость, увеличивающаяся в результате обледенения
самолета при прямолинейном горизонтальном полете, еще более увеличивается при развороте.
Обледенение верхней поверхности крыла.
Перед вылетом необходимо тщательно очищать поверхность крыла от снега, инея, льда
и грязи. Следует добиваться, чтобы поверхность крыла была абсолютно чистой. В зимнее время
при стоянках в аэропортах крылья должны быть зачехлены; минуты, потраченные на то, чтобы
зачехлить самолет, могут сохранить часы, которые нужно будет затратить, чтобы освободить
самолет ото льда. Иногда для очистки самолета от мокрого снега можно воспользоваться
воздушной струей от винта работающего двигателя.
43
Обледенение при полете в грозу.
При проведении исследований по программе «Грозовой
проект» при полетах в грозовых
облаках в 200 случаях из 812 отмечалось налипание мокрого снега на переднюю кромку крыла.
Толщина этого слоя ни разу не превышала 6 мм. При попадании самолета в область
переохлажденного дождя толщина слоя льда на крыльях не превышала 1,5 мм, что,
естественно, не было опасным. Более опасным было обледенение карбюратора, которое
отмечалось при температурах окружающего воздуха от +18 до -10 ° С.
Обледенение в тумане.
Туман, способный вызвать обледенение самолета, образуется обычно в ночное время и
рассеивается вскоре после восхода солнца. Такой туман легко определить, так как он вызывает
образование инея в виде тонких кристаллов, которым обычно покрыты в утренние часы ветки
деревьев. Если вылет проводится в утренние часы до того как рассеется туман, пилот должен
тщательно удалить иней с крыльев и передних кромок лопастей винта непосредственно перед
стартом. Этот туман, состоящий из мельчайших частиц влаги, находящихся в воздухе во
взвешенном состоянии, редко является причиной обледенения крыльев, фюзеляжа и хвостового
оперения. Это объясняется тем, что мелкие частицы влаги, встречаясь с самолетом, не
смачивают его обшивку, а обтекают крыло вместе с потоком воздуха. Они могут вызвать
обледенение винта, в то время как обледенение других частей самолета не будет.
Обледенение вертолетов.
На вертолетах, не оборудованных противообледенительной системой, не рекомендуется
входить в зоны возможного обледенения. Хотя нет достаточно данных о влиянии обледенения
лопастей ротора на полет вертолета, тем не менее известны случаи, когда обледенения лопастей
несущего винта вызывало сильную вибрацию вертолета. Известны также случаи небольшого
обледенения при полетах в области переохлажденного дождя. Форма и конструкция лопастей
несущего винта у различных вертолетов сильно влияют на сохранение ими аэродинамических
качеств в условиях обледенения.
Для удаления льда, образовавшегося на лопастях несущего винта, следует:
1.
Провести несколько резких движений рычагом управления общим шагом
несущего винта (рычаг «шаг-газ»);
2.
Уменьшить или увеличить воздушную скорость.
44
8.3.ТЕОРИЯ ПОЛЕТА.
8.3.1. ВЗАИМОСВЯЗЬ МЕЖДУ ПОДЪЕМНОЙ СИЛОЙ, ВЕСОМ, ОСЕВЫМ
НАПРЯЖЕНИЕМ И СОПРОТИВЛЕНИЕМ.
В результате взаимодействия движущегося самолета с воздушной средой каждая часть
самолета испытывает силовое воздействие воздуха, создаются отдельные силы на каждом
элементе самолета. Вследствие аэродинамического взаимовлияния (интерференции) частей
самолета суммарные силы, действующие на самолет, не равны арифметической сумме
отдельно взятых сил.
Для того чтобы определить силы, действующие на самолет в целом, его модель
продувают в аэродинамической трубе, а затем делают пересчет от модели на самолет,
определяя соответствующие аэродинамические коэффициенты.
При анализе аэродинамических характеристик оперируют не самими силами и
моментами, а их аэродинамическими коэффициентами. Изменения аэродинамических
коэффициентов от изменения углов атаки представляют основные аэродинамические
характеристики крыла и самолета.
Возникающая при обтекании крыла полная аэродинамическая сила R может быть
представлена в виде двух ее составляющих: подъемной силы Y и лобового сопротивления Q.
Аэродинамические силы определяются по формулам:
R=crpV2S/2; Y=cypV2S/2;
где с R ,
су ,
Q=cxpV2S/2;
с х — аэродинамические коэффициенты соответствующих аэродинамических
сил, определяемые опытным путем, они зависят от формы профиля, формы крыла, компоновки
крыла, числа Маха, угла атаки и угла скольжения; р V 2 /2 - динамический (скоростной) напор; S
— площадь крыла; р — массовая плотность воздуха.
Лобовое сопротивление крыла Qкр складывается из сопротивления профильного и
сопротивления индуктивного
Qкр = Q п р +Q i .
Соответственно коэффициент лобового сопротивления крыла схкр = схпр + схi
45
где Qпр— профильное сопротивление крыла; оно образуется за счет разности давлений перед
крылом и за крылом, а также и сопротивления трения в пограничном слое; Qi
—
индуктивное
сопротивление — это дополнительное сопротивление, создаваемое за счет скоса потока над
крылом; его образование всегда вызывается возникновением
подъемной
схпрх
силы;
—
коэффициент профильного сопротивления; схi - коэффициент индуктивного сопротивления,
учитывающий влияние угла атаки, формы профиля, удлинения и сужения крыла; он
определяется по формуле
схi = cy2(1 + δ)/πλ
где X — удлинение крыла; δ — коэффициент, зависящий от формы крыла, его удлинения и
сужения, определяется опытным путем. Чем больше удлинение крыла, тем меньше
коэффициент δ .
Минимальное значение коэффициента δ соответствует сужениям крыла от 2,5 до 3,5. Для
самолета Ан-24 коэффициент δ = 0,017, а выбранное сужение крыла λ = 2,92 соответствует
минимальному значению с х .
В изменении величины лобового сопротивления крыла в полете более важное значение
имеет индуктивное сопротивление, чем профильное.
На положительных углах атаки разрежение над крылом всегда больше, чем под крылом.
Частицы воздуха из-под крыла, т. е. от большого давления, будут перетекать в область над
крылом — к меньшему давлению. Это перетекание наиболее интенсивно будет происходить на
концах крыла, где образуются так называемые вихревые жгуты (свободные вихри), которые
следуют за крылом.
Вихревые жгуты представляют собой вращающуюся массу воздуха. В вихре частицы
воздуха движутся по вытянутым коническим спиралям. При своем перемещении вихревые
частицы подходят к верхней поверхности крыла, имея направление движения сверху вниз.
Вихревые частицы, двигаясь вниз со скоростью и, сталкиваются с частицами воздуха,
набегающего с поступательной скоростью V на крыло, увлекая их вниз. В результате
набегающий поток изменяет свое направление движения. Поток, сбегая с крыла, будет
отклонен вниз на угол  от своего прежнего направления. Угол отклонения набегающего
потока  называется углом скоса потока Є. Величина угла скоса потока по длине хорды
профиля
изменяется от
нуля
на
носке
крыла
до
наибольшего
угла
за
крылом.
Над крылом величиной угла скоса будет какая-то промежуточная величина .
Величина подъемной силы определяется как составляющая полной аэродинамической
силы крыла, вектор которой направлен перпендикулярно направлению потока, обтекающего
46
крыло. Таким образом, показанная на рис. подъемная сила, перпендикулярная направлению
воздушной скорости, будет только кажущейся подъемной силой (Yкаж).
Вектор истинной подъемной силы Yист. отклонится от подъемной силы Yкаж. на
величину скоса потока над крылом . При таком положении Yист. дает проекцию на
направление полета; это будет дополнительная сила, действующая в ту же сторону, что и
лобовое сопротивление Q.
Проекция
истинной
подъемной
силы
на
направление
полета
называется
индуктивным сопротивлением.
Следовательно,
возникновение
индуктивного
сопротивления
неизбежно
при
возникновении подъемной силы. Чем больше коэффициент с у , тем больше .
С увеличением удлинения крыла расстояния между осями вихревых жгутов
увеличиваются и средняя скорость индуктивного перетекания ослабевает. Для крыла с большим
удлинением скос потока будет меньшим и индуктивное сопротивление меньше.
Главной частью самолета, создающей подъемную силу, несущую самолет в воздухе, является
крыло. Поэтому крыло называют несущей частью самолета, а остальные части, выступающие в
поток, — ненесущие.
Формула подъемной силы самолета записывается аналогично, как для крыла:
Y= Cy
ρV 2
S
2
Ненесущие части влияют в небольшой мере на величину подъемной силы самолета, поэтому
коэффициент с у самолета не будет равен с у крыла.
Коэффициент с у самолета зависит от тех же факторов, что и с у крыла, но еще и от компо-новки
самолета. Коэффициент подъемной силы самолета определяется опытным путем.
Лобовое сопротивление крыла, создающего подъемную силу, учитывается отдельно.
Лобовое сопротивление остальных частей самолета суммируется с учетом интерференции и
называется вредным, сопротивлением.
Полное лобовое сопротивление самолета складывается из лобового сопротивления крыла и
вредного сопротивления:
Qc = Qкр + Q вр ;
Где
cхс =cхкр +c хвр
Схвр = Схшас+Схфюз+ Схкиля + ……….
47
8.3.2.КОЭФИЦИЕНТ ПЛАНИРОВАНИЯ.
Прямолинейное и равномерное движение ЛА по наклонной вниз траектории называется
планированием или установившимся снижением.
Угол, образованный траекторией планирования и линией горизонта, называется углом
планирования Опл.
Снижение может производиться как при наличии тяги, так и при ее отсутствии.
Планирование есть частный случай снижения ЛА, при котором ЛА снижается с выключенным
двигателем или двигателем, работающим на малых оборотах, с тягой, практически равной
нулю. Планирование ЛА производится с целью уменьшения высоты полета и для полета к
месту посадки.
Для планеров планирование является основным режимом полета. Планирование с углами Опл,
превышающими 30°, называется пикированием.
СИЛЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ЛА ПРИ ПЛАНИРОВАНИИ
При планировании на ЛА действуют сила веса G, и полная аэродинамическая сила R. Так как
движение ЛА осуществляется по наклонной вниз траектории, то силы действуют следующим
образом.
1. Сила веса G направлена вертикально вниз и раскладывается на две составляющие: в
направлении, перпендикулярном траектории движения - G1=G cos O в направлении движения
самолета - G2=G sin O.
2. Полная аэродинамическая сила R раскладывается на:
- подъемную силу Ya, уравновешивающую силу G1, чем обеспечивается прямолинейность
движения;
- силу лобового сопротивления, уравновешивающую силу G2, что обеспечивает постоянство
скорости движения по траектории.
Поскольку планирование рассматривается как плоское поступательное установившееся
движение ЛА, то линии действия всех сил, действующих на ЛА, пересекаются в его центре
тяжести.
Так как при планировании ЛА движется прямолинейно и равномерно, то все силы должны быть
взаимно уравновешены, и самолет в этом случае будет двигаться по инерции.
Для того чтобы движение ЛА было прямолинейным, необходимо равновесие сил, действующих перпендикулярно траектории движения.
Условием прямолинейности движения является равенство сил Y и G1:
Y= G1=G cos O
48
Рис. Схема сил, действующих на ЛА при планировании.
Для того чтобы ЛА двигался равномерно, необходимо силы, действующие вдоль траектории,
взаимно уравновесить. Условием равномерности движения является равенство сил G2 и Хвр
Хвр = G2 = G sinO
Следовательно, при отсутствии тяги уравнения движения центра тяжести ЛА при планировании будут иметь вид
Y= G1 = G cos O
Хвр = G2 = G sinO
Эти два уравнения тесно связаны между собой и при нарушении одного из них нарушается и
другое.
Равнодействующая сил Y и Хвр, т. е. полная аэродинамическая сила R, при планировании всегда
направлена вверх и равна полетному весу ЛА.
R = G.
Из уравнений движения при планировании можно сделать следующие выводы:
1. Подъемная сила при планировании меньше, чем в горизонтальном полете на том же угле
атаки, так как она уравновешивает только часть силы веса G1. С увеличением угла
планирования составляющая силы веса G1 уменьшается, следовательно, должна уменьшаться и
подъемная сила Y.
2. Составляющая силы веса G2 при планировании выполняет роль тяги. Если угол планирования
увеличивается, то сила G2 тоже увеличивается, что вызывает увеличение скорости движения по
траектории, а это в свою очередь вызовет увеличение силы лобового сопротивления Q, которая
уравновесит G2, и движение снова станет равномерным.
49
ПЕРВЫЕ И ВТОРЫЕ РЕЖИМЫ ПЛАНИРОВАНИЯ
Интервал первых режимов планирования - это планирование со скоростями, соответствующими углам атаки меньше наивыгоднейшего.
Интервал вторых режимов планирования, - это планирование со скоростями, соответствующими углам атаки больше наивыгоднейшего.
Границей между первым и вторым режимами является наивыгоднейший угол атаки НВ, то есть
режим наиболее пологого планирования.
Вторым режимам планирования свойственны те же особенности, что и вторым режимам
подъема:
ухудшение устойчивости и управляемости самолета, особенно при приближении к критическому углу атаки; изменение управления самолетом - при взятии ручки управления на себя угол
планирования не уменьшается, а увеличивается.
Когда угол атаки приближается к критическому, самолет проваливается. С переходом на
закритические углы атаки это явление усиливается. Такое планирование называется
парашютированием. При наличии малого скольжения самолет при парашютировании может
сорваться в штопор. Следовательно, на малой высоте 500...600 м и ниже планировать на вторых
режимах не безопасно (на скоростях планирования, меньших наивыгоднейшей скорости
горизонтального полета).
8.3.3. ПОЛЕТЫ В УСТАНОВИВШЕМСЯ РЕЖИМЕ, ВЫПОЛНЕНИЕ
ВИСЕНИЕ
Это такой режим полета, когда вертолет не перемещается относительно земли. Висение у
земли производится:
- перед первым полетом в данный летный день – для проверки управления, центровки, работы
двигателей и трансмиссии;
- перед каждым полетом с новым вариантом загрузки для проверки центровки и определения
способа взлета;
- в учебных целях.
Схема сил и моментов, действующих на вертолет на висении в штиль показана на рисунке
В указанных случаях висение выполняется на высоте до 10м при взлетной массе 11100кг и
менее, до 5м – при взлетной массе более 11100кг. Висение в диапазоне высот от указанных до
110м без особой необходимости не производить. Висение на этих высотах допускается при
работе с внешней подвеской, с бортовой стрелой и по тактическим соображениям.
50
Как правило, отрыв вертолета с последующим набором заданной высоты висения,
вертикальное снижение перед приземлением и приземление выполняется против ветра.
Скорость встречного ветра при этом не должна превышать 25м/с. При необходимости, когда
имеется достаточный запас мощности, разрешается выполнять отрыв вертолета, висение,
вертикальный набор высоты, снижение и приземление при боковом и попутном ветре до 10 м/с
(следует помнить, что в момент отрыва и приземления особенно опасен превышающий
допустимые значения попутный и боковой ветер справа).
Рис. Схема сил и моментов, действующих на вертолет на висении
При отрыве от земли вертолет имеет тенденцию к развороту влево и смещениям, которые
необходимо парировать соответствующими отклонениями органов управления. Причиной
разворота является увеличение реактивного момента НВ при увеличении общего шага.
Кренение влево происходит в результате действия момента от тяги РВ, которая возрастает по
мере отклонения правой педали. Тяга РВ и боковая составляющая тяги НВ могут вызвать
смещения в сторону, а составляющая тяги НВ в направлении продольной оси вертолета –
смещения вперед и назад.
По достижении заданной высоты висения необходимо плавно уменьшить общий шаг до
уравновешивания силы тяжести вертолета и силы тяги. После зависания рекомендуется
триммерами снять нагрузку с РУ. Работа триммерами в момент отрыва и вертикального
подъема приводит к смещениям и раскачке вертолета.
При висении с боковым ветром вертолет имеет тенденцию к смещению по ветру, которую
необходимо парировать соответствующим отклонением РУ.
При висении с попутным ветром, чтобы устранить перемещение вертолета вперед, РУ
нужно отклонить на себя. При этом отклонение РУ, а значит и тяги НВ должно быть значительно большим, чем для удержания вертолета от смещения назад при встречном ветре. Это
объясняется тем, что висение вертолета с попутным ветром выполняется с положительным
углом тангажа, а висение со встречным ветром – с углом тангажа, близким к нулю. Поэтому
площадь миделевого сечения, на которую действует ветер, в первом случае больше, чем во
втором. А это значит, что для выполнения висения с попутным ветром требуется большая тяга,
а, следовательно, и большая мощность, чем при висении со встречным ветром. Следует
51
учитывать, что отклонение РУ назад приводит к появлению горизонтальной состав-ляющей
тяги НВ, устраняющей смещение вертолета вперед, и к уменьшению вертикальной
составляющей, что при отсутствии запаса мощности для ее сохранения может вызвать самопроизвольное снижение вертолета.
Развороты на висении разрешается выполнять с угловой скоростью не более 120/с, а при
изменении направления не допускать перекладки педалей менее чем за 3с.
Развороты на висении разрешается выполнять на 3600 при скорости ветра до 10м/с. При
скорости ветра до 10м/с разрешается выполнять висение при ветре сбоку, а также развороты на
900 от направления встречного ветра.
Развороты на висении выполняются плавным отклонением педали в сторону разворота.
Необходимо учитывать также при разворотах на висении перераспределение мощности между
НВ и РВ. Так при отклонении правой педали увеличиваются установочные углы РВ, в связи с
чем потребная мощность для вращения этого винта возрастает, что приводит к снижению
вертолета. Для сохранения постоянной высоты висения в этом случае требуется увеличение
общего шага. По этой причине не рекомендуется выполнять правые развороты на висении на
загруженном вертолете, когда двигатели работают на режиме, близком к взлетному. При
отклонении левой педали наблюдается обратная картина, и вертолет выполняет разворот с
набором высоты.
Чтобы во время разворота на 3600 удерживать вертолет на месте, необходимо РУ все
время отклонять против ветра.
ВЗЛЕТ ВЕРТОЛЕТА
В зависимости от полетной массы, атмосферных условий, высоты взлетной площадки над
уровнем моря, ее размеров и состояния поверхности, наличия и высоты препятствий взлет
может быть выполнен:
по-вертолетному с разгоном в зоне влияния земли;
по-вертолетному с разгоном вне зоны влияния земли;
по-самолетному с разбегом до скорости 20-50км/ч;
ВЗЛЕТ ПО-ВЕРТОЛЕТНОМУ
Взлет по-вертолетному с разгоном в зоне влияния земли (воздушной подушки)
разрешается производить в том случае, когда вертолет может висеть на высоте не менее 3-х
метров над землей на взлетном режиме работы двигателей, и применяется, как правило, с
площадок, имеющих открытые подходы.
Перевод вертолета на разгон скорости осуществляется с высоты 1,5-2м плавным
отклонением РУ от себя с одновременным увеличением мощности двигателей, вплоть до
взлетной, не допуская уменьшения п нв менее 92%. Разгон выполнять с таким расчетом, чтобы
52
на высоте 20-30м скорость по прибору была 60-70км/ч. Нужно иметь ввиду, что при переводе
вертолета на разгон скорости с висения на взлетной мощности двигателей происходит
снижение (проседание ) вертолета. Оно обусловлено наклоном тяги НВ, а следовательно и
уменьшением ее вертикальной составляющей в начале разгона. Поэтому перевод вертолета на
разгон в этом случае следует выполнять очень плавным отклонением РУ от себя и
последующим удержанием носовой части вертолета от чрезмерного опускания.
По достижении скорости 40-50км/ч у вертолета появляется заметная тенденция к увеличению угла тангажа, накренению и развороту вправо. Увеличение угла тангажа объясняется завалом конуса вращения НВ назад, что является следствием увеличения маховых движений
лопастей винта с ростом скорости. Но одновременно с завалом конуса назад происходит его
завал вправо.
Тенденция к набору высоты является следствием роста тяги НВ по мере увеличения скорости. Разворот вправо вызывается ростом тяги РВ, т.к. он, как и РВ, переходит на режим
косого обтекания.
Взлет по-вертолетному с разгоном вне зоны влияния земли применяется с площадок
ограниченных размеров с высокими препятствиями, когда мощность СУ вертолета позволяет
выполнить висение над площадкой на высоте, превышающей радиус НВ.
Выполнение этого взлета не отличается от взлета с разгоном в зоне влияния земли, за
исключением того, что в процессе разгона необходимо проходить препятствия с превышением
не менее 10м.
ВЗЛЕТ ПО-САМОЛЕТНОМУ
Взлет по-самолетному с разбегом до скорости 20-50км/ч производится в том случае,
когда вертолет на взлетном режиме работы двигателей может висеть на высоте не менее 1м на
землей. При выполнении взлета по-самолетному должны быть включены только каналы крена и
тангажа автопилота
Перед выполнением взлета необходимо выполнить контрольное висение, убедиться, что
вертолет зависает на высоте не менее 1м. Приземлить вертолет, уменьшив общий шаг до такой
величины, чтобы вертолет устойчиво стоял на грунте. Плавным отклонением РУ от себя
перевести вертолет на разгон. Направление на разгоне выдерживать плавным отклонением
педалей.
По достижении скорости 20-50км/ч дальнейшим увеличением общего шага (вплоть до
взлетного режима работы двигателей) отделить вертолет от земли.
При разбеге вертолет имеет тенденцию к отрыву сначала основных, а затем передних
колес. Эту тенденцию нужно парировать в момент отрыва соответствующим движением РУ на
себя.
53
После отделения вертолет стремиться к накренению вправо и увеличению угла тангажа.
Разгон скорости производить с таким расчетом, чтобы на высоте 25-50м скорость была
120км/ч, после чего перевести вертолет в набор высоты. Взлетная дистанция при этом составляет
250-300м.
ОСОБЕННОСТИ ВЗЛЕТА ПРИ БОКОВОМ ВЕТРЕ
Взлет по-вертолетному. Если скорость бокового ветра не превышает 5м/с, отделение
вертолета от земли, вертикальный подъем и зависание перед переходом на разгон
производится, с курсом взлета (по оси ВПП).
Необходимо помнить, что боковые смещения наиболее опасны непосредственно перед
отделением и в момент отделения вертолета от земли, когда он находится на земле во
«взвешенном» состоянии. В этом случае в результате действия боковых сил возникают
опрокидывающие моменты в сторону смещения вертолета.
При скорости бокового ветра на курсе взлета более 5м/с отделение вертолета от земли,
вертикальный подъем, зависание и перевод вертолета на разгон рекомендуется выполнять
против ветра. Доворот на курс взлета в этом случае выполнять в процессе разгона. Скорость
вертолета перед выполнением доворота на взлетный курс должна составлять не менее 50км/ч.
Взлет по-самолетному. В процессе разбега до момента отделения вертолета от земли
соразмерным отклонением РУ в ту сторону, откуда дует ветер, парировать кренящий момент,
возникающий в результате действия ветра на фюзеляж. Отклонением соответствующей педали
удерживать вертолет от разворота, возникающего в результате действия флюгерного момента.
Учитывать, что по мере увеличения скорости эффективность управления будет увеличиваться.
В момент отделения от земли отклонением РУ в сторону, откуда дует ветер, удерживать
вертолет от сноса.
ОСОБЕННОСТИ ВЗЛЕТА С ПЫЛЬНЫХ И ЗАСНЕЖЕННЫХ ПЛОЩАДОК
Взлет по-вертолетному с пыльных (заснеженных) площадок разрешается выполнять при
условии наличия запаса мощности двигателей для взлета вне зоны влияния земли и если в
момент отделения вертолета от земли и в наборе высоты видимость из кабины экипажа
сохраняется на расстоянии 5-10м. В этом случае при вертикальном подъеме видимость земной
поверхности будет обеспечена до момента выхода из пыльного (снежного) облака.
Когда на поверхности снежного покрова имеется прочный наст, плотное снежное облако
вокруг вертолета при взлете и посадке не образуется. На площадках, покрытых свежевыпавшим
снегом, в отдельных случаях можно раздуть снежное облако и улучшить видимость. С этой
целью рекомендуется ввести коррекцию полностью вправо и увеличив общий шаг до 2-30,
поработать до тех пор, пока облако снега не уменьшится и не будет просматриваться земля.
54
С пыльной площадки выполнение взлета по-вертолетному возможно только в случае
незначительной запыленности поверхности, когда тонкий слой пыли лежит на сравнительно
прочном грунте, который не раздувается струей от НВ. С сильно запыленных площадок
возможность выполнения взлетов по-вертолетному практически исключена. Включение ПЗУ
производить после выхода двигателя на режим малого газа.
Взлеты и посадки на пыльных и заснеженных площадках необходимо выполнять строго
против ветра.
После отрыва от земли набрать высоту 3-5м, наблюдая за положением вертолета
относительно ориентиров на земле через нижнее остекление кабины экипажа и используя при
этом показания указателя режимов висения аппаратуры ДИСС-15. Взлет и висение производить
строго против ветра. В процессе разгона не допускать снижения вертолета и кренов. Положение
вертолета при прохождении снежного облака контролировать по приборам, а также по
ориентирам, значительно удаленным от места взлета.
Взлет по-самолетному с пыльных (заснеженных) площадок выполняется как и с обычных
площадок, но отрыв вертолета (увеличение мощности двигателей до взлетной) выполняется
после прохождения пыльного (заснеженного) облака. До выхода из него направление разбега
выдерживать по указателю курса, кренение вертолета контролировать по авиагоризонту.
Вертолет выходит из снежного облака на скорости 25-30км/ч. Следует помнить, что взлет посамолетному разрешается производить по неукатанному снежному покрову толщиной до 15см
при полной уверенности, что под снегом препятствия отсутствуют.
НАБОР ВЫСОТЫ
Набор высоты производится, как правило, на номинальном режиме работы двигателей.
При необходимости набор высоты можно производить на взлетном режиме (не более 6мин.), а
также на режиме ниже минимального. Набор высоты рекомендуется выполнять на
наивыгоднейшей скорости набора.
Схема сил и моментов, действующих на вертолет при наборе высоты по наклонной
траектории показана на рисунке.
Рис. Схема сил, действующих на вертолет в режиме набора высоты
55
При наборе высоты на взлетном режиме работы двигателей п нв =92-94% поддерживается
постоянной автоматически. При наборе высоты на номинальном или крейсерском режиме
работы двигателей при постоянном значении общего шага
п нв =95±2% автоматически
поддерживается постоянной до определенной высоты, а при дальнейшем наборе высоты она
будет уменьшаться. В этом случае необходимо плавным уменьшением общего шага не
допускать уменьшения п нв ниже 92%.
Набор высоты по наклонной траектории является основным видом набора. Вертикальная
скорость при этом в 1,5-2 раза больше, чем при вертикальном наборе высоты.
Набор высоты как по наклонной, так и по вертикальной траектории возможен только при
наличии избытка мощности. Чем больше этот избыток, тем с большей вертикальной скоростью
можно выполнять набор высоты.
Известно, что максимальному избытку мощности соответствует экономическая скорость
полета. Эта скорость практически является наивыгоднейшей скоростью набора высоты, т.к. она
обеспечивает подъем с максимальной вертикальной скоростью.
Заданная поступательная скорость при наборе высоты сохраняется отклонением РУ в
продольном направлении. По достижении заданной высоты вертолет переводится в режим
горизонтального полета.
ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ
Под режимом горизонтального полета понимается установившееся прямолинейное
движение вертолета с постоянной скоростью без набора высоты и снижения.
Схема сил и моментов, действующих на вертолет в горизонтальном полете показана на
рисунке.
Рис. Схема сил, действующих на вертолет в горизонтальном полете
Для перевода вертолета из набора в горизонтальный полет необходимо, не меняя режима
работы двигателей, отклонить РУ от себя, установить заданную скорость. а затем рычагом
56
«ШАГ-ГАЗ» подобрать режим работы двигателей соответствующий заданной скорости.
Частота вращения НВ при этом автоматически поддерживается в пределах 95±1%.
О правильности подбора режима работы двигателя для ГП на заданных скорости и высоте
полета можно судить по показаниям указателя скорости и вариометра.
ГП разрешается производить в диапазоне высот и скоростей указанном в таблице1.
С увеличением скорости полета потребная тяга увеличивается. Это объясняется ростом
сопротивления вертолета. Для уравновешивания силы сопротивления потребуется увеличить
горизонтальную составляющую тяги НВ, а этого можно достигнуть только за счет увеличения
общей тяги НВ., т.к. при наклоне ее вперед вертикальная составляющая должна оставаться
равной силе тяжести вертолета.
Для уменьшения сопротивления вертолета ось главного редуктора наклонена вперед от
вертикальной оси на угол 4030’. Этим уменьшается наклон продольной оси фюзеляжа на
крейсерских и максимальных скоростях полета, а следовательно уменьшается площадь сечения
фюзеляжа, расположенного перпендикулярно к встречному потоку воздуха.
ПОСАДКА
Посадка является завершающим этапом полета. Летные свойства вертолета позволяют при
работающих двигателях выполнять посадку по-вертолетному или по-самолетному.
Способ посадки определяется характером взлетно-посадочной площадки, загрузкой
вертолета и располагаемой мощностью НВ на взлетном режиме работы двигателей. Основными
характеристиками площадки, влияющими на выбор способа посадки, являются ее размеры,
высота окружающих препятствий, прочность грунта, наличие наклонов, препятствий, пыли
(снега). Располагаемая тяга зависит от высоты площадки над уровнем моря, атмосферных
условий, направления и скорости ветра.
Посадка по-вертолетному выполняется, когда располагаемая тяга НВ обеспечивает
зависание вертолета на требуемой высоте.
Посадка по-самолетному выполняется при невозможности произвести зависание из-за
недостатка располагаемой тяги НВ и с учебной целью. Она позволяет увеличить массу
перевозимого груза или дальность полета за счет увеличения количества топлива. Однако,
следует помнить, что при всех благоприятных условиях общая полетная масса вертолета не
должна превышать максимально допустимую.
Посадку любым способом по возможности следует выполнять против ветра. Если такой
возможности нет. Посадка выполняется с боковым или попутным ветром, скорость которого не
превышает значений, установленных Инструкцией экипажу.
ПОСАДКА ПО-ВЕРТОЛЕТНОМУ
57
На посадочной прямой после снижения вертолета до высоты 100м плавным отклонением
РУ на себя начать уменьшение поступательной скорости с таким расчетом, чтобы на высоте 6050м она составляла 60-50км/ч. Следует иметь ввиду, что на планировании по достижении
скорости 60км/ч и менее заметно возрастает потребная мощность и вертолет имеет тенденцию к
увеличению вертикальной скорости. Поэтому необходимо плавным увеличением общего шага
поддерживать вертикальную скорость постоянной (2-3м/с), а затем, по мере гашения
поступательной скорости и приближения к земле уменьшать ее. Следует иметь ввиду. Что при
резком перемещении вверх рычага «ШАГ-ГАЗ» происходит перетяжеление НВ, кроме того,
увеличение М рнв опережает увеличение путевого момента Т рв , в результате чего вертолет
может самопроизвольно снизиться, а при боковом ветре войти в режим самопроизвольного
вращения.
По мере увеличения общего шага одновременно с ростом вертикальной составляющей
общей тяги НВ возрастает и ее горизонтальная составляющая. Т.к. конус вращения к этому
моменту отклонен назад, горизонтальная составляющая наряду с тормозящим действием
создает кабрирующий момент. Чтобы обеспечить равномерность гашения скорости и сохранить
угол тангажа постоянным, по мере увеличения общего шага, РУ необходимо отклонять от себя.
Кроме того, при увеличении общего шага увеличивается М рнв , вследствие чего вертолет
разворачивается влево. Разворот устраняется отклонением правой педали.
После зависания вертолета плавным уменьшением общего шага выполнить вертикальное
снижение со скоростью к моменту приземления не более 0,2м/с, не допуская боковых
перемещений и смещения назад, особенно в момент касания колесами земли. Выполняя
снижение над ограниченными площадками, особенно при максимальной массе вертолета, не
следует увеличивать V у , более 1м/с.
При выполнении посадок на ограниченные лесные поляны надо учитывать, что если в
момент зависания над лесом ветер создает некоторую дополнительную тягу НВ, то по мере
снижения влияние ветра уменьшается и поэтому требуется дополнительное увеличение
мощности.
Приземление вертолета выполняется вначале на правое колесо, т.к. он зависает с правым
креном, затем на левое и после этого – на носовое. Поэтому во избежание раскачки и
опрокидывания вертолета на земле общий шаг можно уменьшать только тогда, когда вертолет
устойчиво стоит на твердом грунте всеми колесами шасси.
ПОСАДКА ПО-САМОЛЕТНОМУ
Посадка должна производиться на аэродром или предварительно проверенную площадку
при наличии безопасного подхода.
58
Установить поступательную скорость на планировании 120км/ч. На высоте 150-200м и на
удалении 1,5-2км от посадочных знаков установить такой угол планирования, при котором
место приземления будет проецироваться в средней части левого бокового стекла без смещения
вверх или вниз. Для выдерживания глиссады снижения необходимо, чтобы значение
поступательной скорости до высоты 40м было на 20км/ч больше значения текущей высоты. При
планировании с вертикальной скоростью 2-3м/с увеличение мощности начинать с высоты 3020м по достижении скорости 60км/ч. Уменьшать V у с таким расчетом, чтобы на высоте 1-0,5м
скорость полета составляла 50-40км/ч и V у =0,1-0,2м/с. Во время снижения выдерживать
направление полета, контролировать отсутствие снега и препятствий на посадочной полосе.
Плавно приземлить вертолет на основные колеса и уменьшением общего шага до
минимального значения опустить носовое колесо, после касания земли использовать тормоза.
Пробег вертолета составит 20-30м.
В случае, когда размеры площадки не позволяют выполнить посадку по-самолетному с
пробегом 20-30м, посадку произвести с укороченным пробегом. Для этого с высоты 50-40м
увеличением общего шага и угла тангажа начать плавное уменьшение V пр и V у с таким
расчетом, чтобы на высоте 10-5м поступательная скорость равнялась 40-20км/ч. При этом
следить за сохранением частоты вращения НВ в допустимых пределах. После чего отклонением
РУ от себя и увеличением общего шага с темпом 2-40/с придать вертолету такое посадочное
положение, которое исключало бы возможность касания земли хвостовой опорой и обеспечило
дальнейшее уменьшение скорости к моменту приземления до 15-10км/ч., чтобы в момент
приземления V у не превышала 0,2м/с. После приземления РУ переместить на 1  1 хода
3
4
вперед от нейтрального положения, уменьшить общий шаг до минимального значения,
затормозить вертолет.
ОСОБЕННОСТИ ПОСАДКИ ПО-ВЕРТОЛЕТНОМУ НА ПЫЛЬНУЮ (ЗАСНЕЖЕННУЮ)
ПЛОЩАДКУ
При посадке по-вертолетному на пыльную (заснеженную) площадку зависание выполнять
на высоте, свободной от пыльного (снежного) облака, поднятого струей от НВ.
Посадочная масса вертолета для выполнения посадки на пыльную (заснеженную)
площадку не должна превышать массы, обеспечивающей висение вне зоны влияния земли.
Посадку выполнять строго против ветра.
После зависания снижение вертолета выполнять плавно с таким расчетом, чтобы к
моменту ухудшения горизонтальной видимости была обеспечена надежная вертикальная
видимость вплоть до момента приземления. При вертикальном снижении не допускать
перемещений вертолета в стороны.
59
По мере входа вертолета в пыльное (снежное) облако видимость намеченных для посадки
ориентиров ухудшается, а затем исключается полностью. Поэтому с ухудшением видимости
деталей рельефа необходимо прекратить снижение, выполнить зависание и попытаться раздуть
пыльное (снежное) облако. Продолжать вертикальное снижение можно только в том случае,
если через переднее остекление будет просматриваться земля. При отсутствии видимости
земной поверхности вертикальное снижение и приземление, а также поиск ориентира путем
перемещений у земли запрещается.
Если во время снижения ориентир привязки будет потерян, прекратить снижение и
немедленно уйти на второй круг.
На снижении, и особенно в момент приземления, не допускать разворотов и боковых
смещений. Особую опасность боковые смещения представляют при посадке на заснеженную
площадку с толщиной снега, превышающей 10см.
После приземления, убедившись, что вертолет твердо стоит на поверхности, плавно
уменьшить общий шаг до минимального значения. В случае накренения вертолета, которое
может произойти из-за скрытых под снегом неровностей рельефа, увеличить общий шаг,
отделить вертолет от земли на высоту 0,5-1м и если позволяет горизонтальная видимость,
выбрать вблизи новое место посадки и произвести приземление.
В зимнее время не исключена возможность использования в качестве временных
посадочных площадок для вертолетов ледяного покрова рек и озер. Потребная толщина ( Н л ) в
сантиметрах пресноводного льда для посадки вертолета на колесах с полетной массой ( m ) в
тоннах определяется по формулам:
H л  16 m
при t НВ ≤-100С,
H л  22 m
при t НВ =0 до -100С.
Если вертолет оборудован лыжным шасси, потребная толщина льда может быть
уменьшена в 1,3 раза.
ОСОБЕННОСТИ ПОСАДКИ ПО-САМОЛЕТНОМУ НА ПЫЛЬНУЮ (ЗАСНЕЖЕННУЮ)
ПЛОЩАДКУ
Посадку по-самолетному на заснеженные площадки разрешается выполнять при глубине
неукатанного снега до 15см в том случае, когда отсутствуют препятствия под снегом.
Посадка по-самолетному до момента приземления выполняется как и в обычных
условиях. В момент приземления на заснеженные площадки переднее колесо опускается
быстрее, чем в обычных условиях, т.к. вертолет тормозится не только силой трения колес, но и
силой, действующей на колеса при продавливании снега. Вместе с тем в момент приземления
снежное облако догоняет и накрывает вертолет. На пробеге РУ нужно задержать в том
60
положении, в котором она находилась в момент приземления, плавно опустить рычаг «ШАГГАЗ» и убрать коррекцию. При этом колеса шасси вдавливаются в снег. В результате
неодинаковой плотности снега в разных местах пробега могут появиться поперечные или
путевые колебания. С уменьшением мощности двигателей и скорости пробега видимость
улучшается и направление можно выдерживать, как в обычных условиях. Заданное
направление движения необходимо сохранять очень плавным отклонением педалей, не
допуская движения вертолета юзом, т.к. в этом случае появляется опасность возникновения
опрокидывающих моментов.
МАНЕВРИРОВАНИЕ ВЕРТОЛЕТА
По характеру движения вертолета маневры подразделяются на установившиеся и
неустановившиеся.
По виду и расположению траектории маневры подразделяются на:
- маневры в горизонтальной плоскости (горизонтальные разгон и торможение, вираж, разворот, восьмерки, змейки);
- маневры в вертикальной плоскости (горка, пикирование);
- пространственные (спираль, боевой разворот).
МАНЕВРИРОВАНИЕ СКОРОСТЬЮ
Рис. Схема сил и моментов, действующих на вертолет при разгоне и торможении
Ускорение на разгоне определяется избытком мощности на данной скорости полета.
Предельные возможности вертолета при горизонтальном разгоне характеризуют путь и время,
потребные для приобретения заданной скорости при полном использовании располагаемой
мощности двигателей. С увеличением высоты полета энергетические возможности разгона
существенно уменьшаются, при этом на больших высотах ограничение по срыву наступает
обычно раньше, чем иссякает избыток взлетной мощности двигателей. При постоянной высоте
полета вертолет может разогнаться только до своей максимальной скорости. При снижении,
вследствие уменьшения потребной мощности вертолет может разогнаться быстрее и при этом
превысить значение Vмакс .
В разрешенном диапазоне углов тангажа время разгона и торможения практически
линейно зависит от угла тангажа. Разгон с небольшими отрицательными углами тангажа, не
превышающими 100, до крейсерских скоростей полета, сопровождается набором высоты.
61
Разгон от крейсерской скорости до максимальной, а также разгон с большими отрицательными
углами тангажа (15-250) во всем диапазоне скоростей приводит к снижению вертолета, что
важно иметь ввиду при выполнении разгона на малых высотах над пересеченной местностью.
В процессе разгона вследствие увеличения общего шага и перехода НВ на большие
отрицательные углы атаки, сопровождаемые ростом потребной мощности, происходит
затяжеление НВ и как следствие уменьшение п нв . При выполнении разгонов с предельным
темпом уменьшение п нв составляет 4-6%. Поэтому, чтобы избежать нарушения ограничения по
минимально допустимой частоте вращения НВ, необходимо перед началом разгона установить
ее не менее номинальной и в дальнейшем обеспечивать выполнение данного ограничения за
счет изменения темпа разгона.
Торможение вертолета от крейсерских скоростей горизонтального полета до экономической с выдерживанием постоянной высоты осуществляется отклонением РУ на себя и уменьшением общего шага. При этом за счет уменьшения углов установки лопастей и увеличения углов
атаки НВ потребная мощность значительно уменьшается, что приводит к росту п нв . При резком
взятии РУ на себя для быстрого торможения «заброс» частоты вращения может достигать 10%.
Вследствие известной статической неустойчивости НВ по углу атаки торможение
скорости за счет увеличения угла тангажа осуществляется весьма эффективно, т.к. вертолет сам
стремится еще больше увеличить угол атаки НВ и тангажа.
Особую опасность представляет резкое торможение при полете вертолета на скорости,
близкой к максимальной, большой высоте или низкой температуре наружного воздуха (т.е. при
пониженных значениях скорости звука). В этих условиях при недопустимой раскрутке НВ
число М на лопастях в азимуте 900 может достигнуть критического значения, т.е. концевые
сечения наступающих лопастей окажутся в зоне волнового кризиса. В свою очередь,
образование зоны волнового кризиса на НВ вызовет интенсивную тряску и уменьшение
эффективности управления вертолетом. При полете на большой скорости и высоте это может
быть воспринято экипажем как нарушение управляемости, отказ авиационной техники. При
торможении до скоростей второго режима необходимо учитывать прогрессирующее падение
скорости, обусловленное быстрым ростом потребной мощности.
На скорости 110-100км/ч у вертолета появляется тенденция к снижению, поэтому
дальнейшее уменьшение скорости полета необходимо производить с одновременным плавным
увеличением мощности двигателей с таким расчетом, чтобы стрелка вариометра оставалась на
нуле.
ВИРАЖ И СПИРАЛЬ
62
Вираж – это полет вертолета в горизонтальной плоскости по замкнутой окружности с
постоянным креном и поступательной скоростью без скольжения. Разворот – часть виража.
Вираж и развороты в визуальном полете разрешается выполнять при взлетной массе:
- 11100кг и менее на скорости 80-100км/ч с креном до 300;
- более 11100кг с креном до 200 на скоростях100-120км/ч.
На высотах 50м над рельефом местности допускаются углы крена, по величине равные
высоте полета, но не более указанных выше.
Рис. Схема сил и моментов, действующих на вертолет при выполнении виража
Для ввода вертолета в вираж (разворот) необходимо отклонить силу Т нв в сторону
разворота (рис.). Возникшая при этом неуравновешенная сила Т нв sin  вызывает искривление
траектории движения. При выполнении правильного виража продольная ось вертолета должна
совпадать с вектором скорости. Это достигается отклонением педали в сторону виража на
соответствующую величину.
При вводе в вираж нарушается балансировка вертолета. Так, на правом вираже у
вертолета появляется тенденция к увеличению угла тангажа, уменьшению скорости и
снижению, увеличению угла крена.
Увеличение угла тангажа происходит в основном за счет действия мощного
гироскопического момента. Действие этого момента проявляется только в процессе разворота с
креном. При увеличении угла тангажа отклоняется назад сила Т нв , что приводит к уменьшению
ее составляющей Т х . Уменьшение силы Т х вызывает еще большее увеличение угла тангажа,
т.к. пикирующий момент от нее уменьшается.
Кроме того сила Т х . уменьшается в результате увеличения завала конуса НВ на вираже
из-за возрастания маховых движений лопастей. Увеличению угла тангажа способствует также
рост кабрирующего момента от РВ вследствие увеличения углов установки его лопастей при
63
отклонении правой педали. Увеличение угла тангажа и уменьшение силы Т х . Является
причиной уменьшения скорости полета.
Тенденция к снижению вертолета проявляется по следующим причинам.
Во-первых, при наклоне силы Т нв для получения неуравновешенной силы Т нв sin  , искривляющей траекторию движения, сила Т нв cos  становится меньше силы тяжести вертолета
G.
Во-вторых, уменьшается располагаемая мощность, затрачиваемая на вращение НВ, т.к.
при отклонении правой педали установочные углы и, следовательно, момент сопротивления
РВ, а также потребная мощность для его вращения увеличивается, что соответственно
уменьшает мощность, затрачиваемую на вращение НВ.
Таким образом, при вводе вертолета в правый вираж одновременно с координированным
отклонением РУ и педали в сторону виража необходимо для сохранения угла тангажа, скорости
и высоты полета РУ отклонить от себя. Кроме этого, следует увеличить мощность двигателей, а
в процессе виража отклонением РУ в противоположную сторону удерживать постоянный угол
крена.
При вводе в левый вираж у вертолета появляется тенденция к уменьшению угла тангажа,
увеличению скорости, к уменьшению высоты и уменьшению угла крена.
Направление
действия
гироскопического
момента
в
этом
случае
становится
противоположным тому, которое было при вводе в правый вираж, сила Т х увеличивается, а
кабрирующий момент от РВ при отклонении левой педали уменьшается. Это приводит к тому,
что уменьшается угол тангажа и, как следует, к росту скорости и снижению вертолета.
Причиной снижения, кроме того, является уменьшение силы Т нв cos  при вводе в вираж.
Однако при отклонении левой педали происходит уменьшение установочных углов лопастей
РВ, а значит, и момента сопротивления и мощности, потребной для его вращения.
Соответственно увеличивается мощность, идущая на НВ, растет его тяга, а следовательно
увеличивается сила Т нв cos  . Практически на левом вираже с креном 150 за счет использования
на НВ той мощности, которая при отклонении левой педали освободилась с РВ, подъемная сила
Т нв увеличивается настолько, что ее вертикальная составляющая Т нв cos  остается равной силе
тяжести вертолета. Поэтому необходимости в увеличении мощности двигателей при вводе в
левый вираж нет.
В процессе левого виража вследствие сложения вращательного движения НВ и движения
вертолета
относительно
центра
виража увеличивается
зона
обратного
обтекания и
соответственно уменьшается суммарная скорость обтекания лопастей в азимуте 2700. В
результате этого вертолет стремится выйти из крена.
64
Таким образом, при вводе в левый вираж одновременно с координированным
отклонением РУ и педали в сторону виража необходимо для сохранения постоянного угла
тангажа РУ отклонить несколько на себя. В процессе виража отклонением РУ в сторону виража
следует удерживать постоянный крен.
Однако, как указывалось выше, это справедливо только для виражей с креном до 150. Если
же угол крена будет больше 150, то на левом вираже необходимо увеличивать подводимую к
НВ мощность отклонением рычага «ШАГ-ГАЗ» вверх настолько, чтобы обеспечить равенство
силы Т нв cos  силе тяжести.
В процессе виража заданная скорость сохраняется отклонением РУ в продольном
направлении, а координация – соответствующим отклонением педалей и РУ. При этом не
следует забывать, что изменение угла тангажа ведет к изменению скорости.
Вывод из виража рекомендуется начинать за 10-150 до намеченного ориентира или
заданного направления. Вывод производится координированным отклонением РУ и педалей.
Мощность двигателя при этом уменьшается до значения соответствующего режиму ГП.
Спиралью называется полет вертолета по винтовой траектории с заданным креном на
постоянной скорости с потерей или набором высоты. При вводе в спираль и выводе из нее
необходимо следить, чтобы не было увеличения или уменьшения угла планирования, и,
следовательно и скорости полета.
По сравнению с правильным виражом при выполнении установившейся восходящей
спирали с теми же значениями угла крена и скорости полета требуется большая мощность
двигателей, т.к. вертолет не только разворачивается, но и набирает высоту. Выполнение
нисходящей спирали при прочих равных условиях требует, наоборот, меньшей мощности по
сравнению с правильным виражом.
При увеличении крена для сокращения радиуса и времени разворота уменьшается
вертикальная скорость набора высоты.
8.3.4. ТЕОРИЯ ПОВОРОТА.
Чтобы совершить полет, необходимо решить две проблемы - боковой управляемости
летательного аппарата и сваливания, а также штопора.
Выдающимся достижением братьев Райт является их вклад в изучение этих проблем и
создание первой эффективной системы аэродинамических органов управления полетом летательного аппарата, включающей носовой руль высоты для управления продольным движением,
изгиб концов крыла для поперечного управления и хвостовой руль для путевого управления. На
рис. показаны аэродинамические органы управления, примененные на первых бипланах братьев
65
Райт, и соответствующие аэродинамические органы управления современного самолета. В обоих
случаях органы управления служат для создания моментов аэродинамических сил (каждый
момент вызывает поворот летательного аппарата вокруг оси тангажа, крена или рыскания).
Рис. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ первого биплана (вверху) и современного самолета
(внизу). Для управления самолетом (т.е. для создания моментов сил относительно трех осей самолета) биплан
имеет следующие органы управления: руль высоты для создания момента тангажа относительно поперечной оси,
руль направления для создания момента рыскания относительно вертикальной оси и изгиб концов крыла для
создания момента крена относительно продольной оси. Органами управления на моноплане являются,
соответственно, руль высоты, руль направления и элероны.
Еще более важным достижением, чем концепция аэродинамического управления движением
летательного аппарата относительно трех пространственных осей стало выяснение братьями
Райт роли взаимодействия между органами управления по крену и рысканию в начале и в конце
маневра разворота и характера этого маневра. Если необходимо изменить курс движения
самолета в горизонтальной плоскости, то следует накренить самолет, повернув его вокруг
продольной оси; при этом у подъемной силы крыла - самой большой аэродинамической силы появится горизонтальная составляющая, которая будет создавать желаемое ускорение самолета в
горизонтальной плоскости. Если изгибать крылья (или отклонять элероны) для создания
движения по крену, то возникающий при этом момент рыскания будет уводить ЛА в
направлении, противоположном желаемому направлению поворота (рис.). Чтобы парировать
этот эффект, необходимо отклонить руль направления и тем самым устранить т.н. "рыскание при
отклонении элеронов". (Этот неблагоприятный момент рыскания является неотъемлемым
свойством аэродинамики дозвукового крыла; он возникает при любом способе, используемом
для создания движения крена.) Полученный в 1905 братьями Райт патент содержал
формулировку этого принципиального эффекта и предложение по его компенсации посредством
66
совместного одновременного управления изгибом концов
крыла и рулем направления. Позже братья Райт отказались
от этого способа и заменили его более универсальным
устройством раздельного управления по крену и рысканию с помощью рычагов.
Рис. ПРАВЫЙ ПОВОРОТ (вид сверху и сзади) осуществляется при
отклонении правого элерона вверх и левого элерона вниз. Это
вызывает рыскание самолета влево и, чтобы стабилизировать
поворот, необходимо отклонить руль направления вправо. При
осуществлении поворота необходимо также отклонить руль высоты,
чтобы увеличить подъемную силу для компенсации центробежной
силы. 1- прямолинейный полет; 2 - отклонение элеронов для
осуществления правого поворота; 3 - вызванный отклонением
элеронов момент рыскания разворачивает нос самолета влево - руль
направления отклоняют вправо; 4 - элероны и руль направления
переводят в нейтральное положение, самолет продолжает
разворачиваться, руль высоты отклонен для увеличения подъемной
силы так, чтобы ее вертикальная составляющая уравновешивала вес
самолета; 5 - для прекращения разворота без дополнительного рыскания элероны и руль направления отклоняют в
обратную (по сравнению с предыдущими отклонениями) сторону.
Осознание взаимосвязи движений по крену и рысканию явилось началом развития
механики полета. Важно то, что эта взаимосвязь была выявлена братьями Райт в натурных
летных испытаниях. В противоположность этому подходу, другие пионеры авиации
придерживались той точки зрения, что самолет должен быть устойчивым сам по себе, и
считали, что он, подобно лодке на воде, будет легко управляться рулем направления, а органы
управления по крену если и нужны, то только для поддержания "поперечного равновесия". В
Европе это мнение превалировало почти до начала Первой мировой войны, что привело к
созданию органов управления, которые имели неудовлетворительные летные характеристики.
Скорость сваливания. Аэродинамическую силу, действующую на жесткое крыло,
обычно разделяют на подъемную силу и лобовое сопротивление (сопротивление воздуха
движению самолета), которые пропорциональны плотности воздуха и квадрату скорости полета
при фиксированном угле атаки. При постоянной скорости полета подъемная сила и лобовое
сопротивление плавно увеличиваются с возрастанием угла атаки до некоторого значения,
называемого углом атаки начала сваливания (срыва) или критическим углом атаки (рис.). При
этом угле атаки происходит перестройка структуры течения над верхней поверхностью крыла,
в результате чего плавное течение нарушается и возникает вихревое течение; при дальнейшем
возрастании угла атаки подъемная сила перестает увеличиваться, и резко возрастает лобовое
сопротивление. Если самолет замедляет движение, то для сохранения подъемной силы,
компенсирующей его вес, необходимо увеличивать угол атаки. Таким образом, при некоторой
достаточно малой скорости полета, называемой скоростью сваливания, угол атаки достигает
критического значения, и самолет становится неуправляемым. Скорость сваливания при
67
выполнении разворота или в полете с маневрированием оказывается несколько больше, чем в
прямолинейном установившемся полете, так как для выполнения маневра требуется, чтобы
подъемная сила превышала вес самолета.
Рис. ПОДЪЕМНАЯ СИЛА КРЫЛА возрастает при увеличении угла атаки. При критическом угле атаки лобовое
сопротивление резко возрастает, а подъемная сила перестает увеличиваться. По оси ординат отложены значения
подъемной силы L (левая шкала) и лобового сопротивления D (правая шкала), отнесенные к величине (r /2)V 2A,
где r - плотность воздуха, V - скорость полета и A - площадь крыла.
Со сваливанием братья Райт впервые столкнулись в 1905, и эта проблема была
воспринята ими с большой тревогой. Они разработали технику пилотирования, позволяющую
вывести самолет из режима сваливания, для чего нужно было быстро уменьшить угол атаки,
опуская нос самолета вниз с помощью руля высоты. Эта методика вполне очевидна, но на
многих самолетах сваливание развивалось очень быстро и асимметрично, особенно при полете
с разворотом, когда самолет накреняется и "входит в штопор", как показано на рис. В режиме
штопора самолет движется с опущенным вниз носом, но угол атаки все равно остается большим
вследствие того, что самолет быстро падает вниз. В этих условиях казалось неестественным
требовать опустить нос еще ниже, в частности потому, что самолет и так быстро теряет высоту.
Тем не менее оказалось, что это действие необходимо для восстановления управляемости.
Братья Райт, по-видимому, никогда не попадали в режим развитого штопора, научившись
предвидеть сваливание и, развив в себе "чувство контакта с самолетом", немедленно
предпринимали действия, предотвращающие сваливание. Другие первые авиаторы оказались не
столь удачливыми, и многие из них погибли в авариях, вызванных сваливанием и штопором,
пока в 1911-1912 в Европе тоже не были разработаны методы пилотирования, позволявшие
вывести самолет из штопора. Инциденты, связанные со сваливанием и штопором, по-прежнему
68
остаются серьезной проблемой безопасности полета. В особенности это касается эксплуатации
легких небольших самолетов, хотя при наличии большого плеча для силы, создаваемой
вертикальным хвостовым оперением, и строительной крутки крыла (рис.) современные
самолеты обладают лучшей управляемостью при сваливании, чем самолеты начала 20 в.
Рис. СВАЛИВАНИЕ И ШТОПОР. Видно, как вход в правый поворот при горизонтальном полете без набора высоты превращается в штопор, в котором самолет движется с опущенным вниз носом. Чтобы восстановить управляемость ивывести самолет из штопора, нужно еще больше
опустить нос самолета. Для исключения возможности возникновения штопора на современных самолетах устанавливают противоштопорные устройства. 1 - самолет, летящий на
малой скорости при большом угле атаки, начинает правый поворот; 2 - самолет продолжает
разворачиваться, но на крыле развивается срыв
потока (наступает сваливание); 3 - самолет
резко накреняется (валится) на правое крыло; 4
- самолет входит в штопор, угловая скорость
вращения увеличивается; 5 - самолет падает,
вращаясь вокруг вертикальной оси, угол атаки
большой, обтекание срывное (в закритическом
режиме); 6, 7 - установившийся правый штопор.
Рис. ПРОТИВОШТОПОРНЫЕ СРЕДСТВА. Чтобы уменьшить вероятность возникновения сваливания и штопора,
в конструкциях современных самолетов используют строительную крутку крыла, вертикальный хвостовой
стабилизатор большой площади и большое плечо момента от хвостового стабилизатора (не менее полуразмаха
крыла). Тем не менее сваливание, переходящее в штопор, до сих пор остается опасным явлением.
69
Впоследствии были разработаны, рассчитаны и стали применяться для быстрого изменения пространственного положения летательного аппарата другие виды маневрирования
(пилотажа).
Пилотаж — пространственное маневрирование летательного аппарата, имеющее своей
целью поражение противника или выполнение фигур в воздухе. Все фигуры так или иначе
берут свое начало в воздушных боях.
Фигурой пилотажа принято называть движение летательного аппарата по заранее
определенной
траектории,
при
этом
ему
придаются
положения,
не
свойственные
горизонтальному полету.
Пилотаж принято различать по степени сложности - на простой, сложный и высший, по количеству участвующих летательных аппаратов - на одиночный и групповой. Многие фигуры,
которые сейчас относят к простому пилотажу, раньше считались высшим пилотажем. Эти
фигуры могут выполняться на большинстве летательных аппаратов.
Фигуры простого пилотажа
- Вираж
Горизонтальная восьмерка
Спираль
Пикирование
(с
углами
наклона до 45°)
Горка (с углами наклона до
45°)
Боевой разворот
Штопор
Фигуры простого пилотажа
Фигуры сложного пилотажа
Виражи с креном более 45°
Переворот
Мёртвая петля
Переворот Иммельмана
Пикирование,
горка
углами наклона до 60°)
Переворот на горке
Управляемая бочка
Фигуры высшего пилотажа:
Кобра Пугачева
Хук
Колокол
Чакра Фролова
(с Разворот на кобре
Переворот на колоколе
Вираж - фигура пилотажа, при выполнении которой летательный аппарат разворачивается на
360° в горизонтальной плоскости с постоянным или переменным радиусом кривизны. Часть
виража называется разворотом.
Вираж с креном до 45° называется мелким, а с креном более 45° — глубоким.
Правильный вираж — вираж, выполняемый с постоянными скоростью и углом крена без
скольжения.
Вираж, предельный по тяге, - правильный вираж, выполняемый при максимальной тяге (на
форсаже) на заданной скорости.
Форсированный вираж - вираж, выполняемый c уменьшением скорости и радиуса кривизны
траектории.
Вираж, предельный по перегрузке, - вираж, выполняемый при предельно допустимой
(располагаемой) перегрузке.
По технике пилотирования вираж является одной из наиболее сложных фигур пилотажа, так
как его выполнение предъявляет повышенные требования к объему и порядку переключения
70
внимания, к скорости переработки информации об одновременно изменяющихся параметрах
полета, к точности и координации отклонений рулей.
Горизонтальная восьмерка
Горизонтальная восьмёрка представляет собой замкнутую траекторию в горизонтальной
плоскости, комбинацию двух виражей, правого и левого без потери и без набора высоты.
Восьмёрка выполняется также как и вираж. При выполнении правого виража скорость должна
быть меньше, чем при выполнении левого виража. В конечном итоге это зависит от
способностей летательного аппарата.
Спираль
Спираль - фигура пилотажа, при выполнении которой летательный инструмент движется на
эксплуатационных углах атаки по спиральной траектории с набором высоты (восходящая
спираль) или со снижением (нисходящая спираль).
Спираль с креном до 45° называется мелкой, а с креном более 45° — глубокой.
Тангаж и пикирование
Тангаж (фр. tangage — килевая качка), поворот или раскачивание летательного аппарата вокруг
поперечной горизонтальной оси (когда нос опускается вниз, или поднимается вверх).
Угол этого вращения называется углом тангажа. Это один из трёх углов (крен, тангаж и
рыскание), соответствующих трём углам Эйлера, которые задают наклон летательного средства
относительно его центра. По отношению к морским судам используется термин «дифферент» с
таким же значением.
В авиации различают тангаж с увеличением угла (когда нос поднимается вверх) — кабрирование и тангаж с уменьшением угла (когда нос опускается вниз) — пикирование.
Пикирование - фигура пилотажа, при выполнении которой летательный аппарат снижается с
постоянным углом наклона траектории.
Пикирование с углом наклона траектории до 30°
называется пологим, с углом более 30°- крутым и с углом, близким к 90°- отвесным. Пикирование применяется в основном при атаке наземных целей, а также при необходимости быстро
потерять высоту полета и набрать скорость. Иногда пикирование применяется для отрыва от
противника. В некоторых случаях пикирование применяется как противозенитный маневр.
Пикирование состоит из трех элементов:
- ввода,
- прямолинейного участка (собственно пикирования)
- вывода.
Горка
Горка - фигура пилотажа, при выполнении которой летательный аппарат набирает высоту с
постоянным углом наклона траектории.
71
Горка с углом наклона траектории до 30° называется пологой, с углом более 30° - крутой.
Боевой разворот
Боевой разворот — фигура пилотажа, при выполнении которой летательный аппарат энергично
набирает высоту с одновременным разворотом на 180° или на заданный угол.
Иногда боевой разворот определяют как разворот на 180° в минимальное время с максимальным набором высоты. Последнее определение неправильно, так как максимальный набор
высоты можно получить при медленном развороте с малым креном, и, наоборот, минимальное
время получается при движении по траектории, напоминающей форсированный разворот в
горизонтальной плоскости (сначала с небольшим набором, а затем со снижением).
Боевой разворот может выполняться самыми разнообразными способами:
- в виде форсированного разворота с набором,
- в виде части витка восходящей спирали (с различными углами набора и крена),
- в виде косой полупетли (с различными углами наклона ее плоскости),
- в виде сочетания восходящей спирали с косой полупетлей и т. д.
Боевой разворот в полном соответствии со своим названием является самой распространенной
фигурой при боевом маневрировании, с помощью которой можно осуществить:
- выход в начальную точку ввода в пикирование
- выход из атаки наземной цели, выполняемый для отхода или построения маневра повторной
атаки;
- атаку воздушной цели, идущей с превышением на встречных или встречно пересекающихся
курсах;
- выход из атаки воздушной цели, выполняемый для отхода или построения маневра повторной
атаки;
- противозенитный маневр;
- выход из-под атаки противника.
Штопор
Што́пор— особый, критический режим полёта летательного аппарата, заключающийся в его
снижении по крутой нисходящей спирали малого радиуса с одновременным вращением
относительно всех трёх его осей. При этом летательный инструмент переходит на режим
самовращения (авторотации).
Классификация штопора
Штопор подразделяется по виду:
- нормальный (прямой) (летательный аппарат движется на положительных углах атаки)
- перевёрнутый (обратный) (летательный аппарат движется на отрицательных углах атаки)
по углу наклона продольной оси летательного аппарата к горизонту:
72
- крутой (50-90°)
- пологий (30-50°)
- плоский (<30°)
по направлению движения летательного аппарата:
- левый штопор (вращение против часовой стрелки)
- правый штопор (вращение по часовой стрелке)
по степени изменения средних параметров движения летательного аппарата в штопоре от
витка к витку:
- установившийся (устойчивый) (параметры практически неизменны)
- неустановившийся (неустойчивый) (параметры изменяются)
по характеру изменения параметров движения летательного аппарата в процессе выполнения
одного витка:
- равномерный (все параметры движения летательного инструмента в режиме близки к своим
средним значениям, изменение по времени угловых скоростей, углов атаки и скольжения
небольшие)
- колебательный штопор — параметры движения летательного аппарата изменяются
значительно .
Летательный аппарат может войти в штопор произвольно из-за ошибки пилота, допущенной
при пилотировании, или может быть введен преднамеренно для ознакомления пилота с
особенностями поведения летательного аппарата на штопоре и обучения технике ввода и
вывода из штопора.
Существует несколько методов вывода летательного аппарата из штопора, в зависимости от
модели аппарата и от типа штопора. Общий принцип всех методов: остановить вращение,
увеличить скорость, восстановить эффективность рулей.
Фигуры сложного пилотажа:
Переворот — фигура, при которой летательный аппарат поворачивается вокруг продольной
оси на 180° с прямолинейного полёта в перевёрнутый относительно горизонта с последующим
движением по нисходящей траектории в вертикальной плоскости и выходом в горизонтальный
полёт в направлении, обратном входу.
Петли и полупетли
Мертвая петля (петля Нестерова) - фигура пилотажа, при выполнении которой летательный
аппарат описывает в вертикальной плоскости замкнутую кривую, расположенную выше точки
ввода.
73
Свое название - «мёртвая» - получила из-за того, что первые попытки выполнить эту
фигуру пилотажа осуществлялись на заре авиации на самолётах, которые не выдерживали
возникающих при этом перегрузок и разрушались, пилоты обычно не выживали.
Полупетля - фигура пилотажа, при выполнении которой летательный аппарат описывает
восходящую часть петли Нестерова с последующим поворотом относительно продольной оси
на 180° и выводом в горизонтальный полет в направлении, обратном вводу.
Эти фигуры могут выполняться в различных вариантах и сочетаниях, наиболее известными из
которых являются:
- косая петля и полупетля,
- полуторная петля,
- двойная полупетля,
- отрицательные петля и полупетля (выполняемые в перевернутом полете на отрицательных
перегрузках) и т. д.
Однако все эти фигуры, за исключением косой петли и полупетли, являются фигурами высшего пилотажа и выполняются только в спортивных целях.
В воздушном бою петля в чистом виде почти не встречается. Зато полупетли и косые петли
являются одними из самых распространенных маневров.
Полупетля может применяться в следующих случаях:
- при атаке воздушного противника, идущего с превышением на встречном курсе;
- при выходе из-под атаки воздушного противника при наличии преимущества в скорости или
в маневренности;
- при атаке наземной цели с предельно малых высот.
Переворот Иммельмана или иммельман
Переворот
Иммельмана
или
иммельман—
фигура
сложного
пилотажа,
полупетля.
Представляет собой половину восходящей петли, которая завершается в верхней точке
поворотом на 180 градусов для выхода в обычный горизонтальный полёт.
Фигуры высшего пилотажа:
Кобра (или: Кобра Пугачёва) — фигура высшего пилотажа, которая демонстрирует управление рысканьем в динамике полёта, стабильность на больших углах атаки и возможности
суперманёвренности реактивного двигателя самолёта. Впервые фигуру продемонстрировал на
авиашоу лётчик-испытатель Виктор Пугачёв, поэтому она также известна как «Кобра
Пугачёва».
При выполнении «кобры» летательный аппарат резко задирает переднюю часть, вплоть до
запрокидывания назад, но при этом сохраняет прежнее направление полёта. Таким образом,
74
летательный аппарат выходит на углы атаки больше 90 градусов (в зависимости от маневренности аппарата).
Колокол
Колокол — фигура высшего пилотажа при которой летательный аппарат находится передней
частью вверх на нулевой скорости, а задняя часть раскачивается из стороны в сторону (или
вперёд-назад) напоминая при этом язык колокола. После того как летательный аппарат
проходит нулевую скорость (то есть скорость изменяется от заданной скорости ввода до
нулевой), при падении назад скорость имеет незначительную отрицательную величину и далее
увеличивается до скорости вывода в горизонтальный полёт.
"Чакра Фролова"
Чакра Фролова - разворот в вертикальной плоскости на 180 и 360 градусов - своеобразный
воздушный кульбит.
Мгновенный перевертон
Мгновенный перевертон - фигуры высшего пилотажа, применяемая только в драконболе, суть
которой заключается в том, чтобы "удирая от дракона, ловко перевернуться на своем аппарате
и, продолжая лететь спиной вперед, забросить мяч прямо в распахнутую пасть".
Управляемая бочка
Бочка - фигура пилотажа, при выполнении которой летательный аппарат поворачивается
относительно продольной оси на 360° с сохранением общего направления полета.
Бочки бывают:
- одинарные, полуторные и многократные (сюда же можно отнести и полубочки);
- горизонтальные, восходящие и нисходящие;
- быстрые и замедленные;
- управляемые и неуправляемые;
- штопорные и элеронные.
При полной характеристике этой фигуры можно, например, сказать: "летчик выполнил
одинарную, восходящую, замедленную, управляемую, элеронную бочку".
Управляемой бочкой называется такая, при выполнении которой между вводом и выводом (т.е.
в процессе вращения) положение управляемого предмета меняется (например, в положении
"вверх колесами" отдается ручка от себя или меняется положение педалей).
Неуправляемой бочкой называется такая, при выполнении которой от ввода до вывода
положение управляемого предмета не меняется.
Быстрая бочка обычно выполняется как неуправляемая, замедленная - как управляемая.
Штопорной бочкой называется такая, на которой вращение происходит за счет авторотации
какого-либо выпирающего объекта.
75
Штопорная бочка является и быстрой, и неуправляемой.
Элеронной бочкой называется такая, на которой вращение происходит за счет поперечного
момента, создаваемого отклонением элеронов.
При маневрировании бочка обычно является составным элементом других фигур. Это может
быть полубочка (первая половина бочки) в начале переворота, полубочка (вторая половина
бочки) в конце полупетли Нестерова, полубочка (или часть бочки с поворотом на произвольный угол) при изменении направления движения на вертикальных участках петель, полупетель
и переворотов.
Переворот
Переворот - фигура пилотажа, при выполнении которой летательный аппарат поворачивается
относительно продольной оси на 180° с последующим движением по нисходящей траектории в
вертикальной плоскости и выводом в горизонтальный полет в направлении, обратном вводу.
8.3.5. ВЛИЯНИЕ ФАКТОРА ГРУЗА: ПОТЕРЯ СКОРОСТИ, ДИАПАЗОН РЕЖИМОВ ПОЛЕТА
И ОГРАНИЧЕНИЯ КОНСТРУКЦИИ
Удельная нагрузка на крыло в полете меняется в зависимости от количества горючего
(его расхода) и количества груза.
Рассмотрим горизонтальный полет самолета Як-52 при изменении нагрузки, но при одинаковом
угле атаки и на одной высоте.
Пусть полетный вес уменьшается, но условие горизонтального полета сохраняется (Y=G),
поэтому соответственно необходимо уменьшить подъемную силу. Это можно выполнить либо
уменьшением угла атаки, либо путем уменьшения скорости до величины V1.
Если известна потребная скорость V при расчетном весе G, то вычислить потребную скорость
при новом весе можно по формуле
разделив второе выражение на первое и сократив, получим
Из формулы видно, что при уменьшении полетного веса потребная скорость уменьшается
пропорционально квадратному корню отношения весов (плотность воздуха неизменна). При
уменьшении веса на самолетах Як-52 и Як-55 потребная скорость горизонтального полета
уменьшается.
76
Задача. Летчик выполняет перелет на высоте 500 м. Первоначальный полетный вес составлял
1240 кгс Скорость полета V=240 км/ч. К концу перелета израсходовано 80 кгс горючего. Какова
величина необходимой скорости горизонтального полета при том же угле атаки и той же
высоте полета.
Решение 1 Определим вес самолета без израсходованного горючего. Он составляет 1160 кгс.
2 Определим необходимую скорость для сохранения горизонтального полета по формуле.
Потребная скорость для сохранения горизонтального полета при том же угле атаки и при той
же высоте полета составляет 225,6 км/ч.
Изменение полетного веса влияет также и на другие летные качества самолета. Рассматривая
кривые потребных мощностей для разного веса самолета, можно сделать выводы:
при увеличении веса самолета его минимальная посадочная, экономическая и наивыгоднейшая
скорости увеличиваются, максимальная скорость уменьшается по причине увеличения угла
атаки, необходимого для поддержания веса самолета в горизонтальном полете;
с увеличением полетного веса диапазон скоростей уменьшается вследствие уменьшения
максимальной скорости и увеличения экономической;
с увеличением полетного веса уменьшается потолок самолета вследствие уменьшения избытка
мощности.
Анализируя вышесказанное, можно сделать вывод, что с увеличением полетного веса самолета
его летные характеристики ухудшаются, а с уменьшением веса самолета - улучшаются.
Влияние взлетного веса на длине разбега сказывается двояко. Увеличение его повышает
скорость отрыва (нужна большая подъемная сила) и уменьшается ускорение (самолет
становится инертнее и несколько повышается сопротивление). И то и другое увеличивает длину
разбега.
При увеличении полетного веса самолета увеличиваются часовой и километровый расходы
топлива, что ведет к уменьшению дальности и продолжительности полета.
Если полетный вес самолета увеличивают наружной подвеской грузов (подвесные топливные
баки, бомбы и т. п.), то дальность и продолжительность уменьшаются в большей степени, так
как увеличивается лобовое сопротивление самолета, а его аэродинамическое качество
уменьшается.
При размещении груза необходимо учитывать два фактора: полетный вес самолета и
положения его центра тяжести. Конструкция некоторых самолетов легкого типа обеспечивает
сохранение центрирования самолета в допустимых границах при любом размещении груза
77
допустимого веса, однако большинство самолетов имеет свою строго определенную схему
размещения грузов.
Неправильное размещение грузов вызывает:
1) снижение летных качеств самолета при перегрузке;
2) ухудшение управляемости самолета при сдвиге центра тяжести.
Увеличение полетного веса приводит к увеличению инертности и снижению скорости
подъёма самолета, а также к увеличению критической скорости, наиболее выгодной скорости
для набора высоты, длины разбега при взлете и длины пробега при посадке. Если пренебречь
увеличением наиболее оптимальной скорости для набора высоты, то характеристики набора
высоты еще больше ухудшатся, если же при этом не учитывать изменения других факторов, то
результаты могут быть катастрофическими.
Управляемость большинства современных самолетов при сдвиге центра тяжести за
допустимые границы в сильной степени меняется. В случае крайней передний центрировки
величина силы, которую необходимо приложить для увеличения или уменьшение воздушной
скорости, резко возрастает. При этом эффективность руля при уменьшении скорости
(«задирання носа») на посадке резко снижается. В случае передней центрировки, которая
выходит за допустимую границу, при посадке приходится пользоваться мотором. В меру
перемещения центра веса назад продольная управляемость самолета улучшается, а величина
усилий, необходимых для управления самолетом, уменьшается. В случае же выхода центра
тяжести за крайнюю границу при полете на малых скоростях может появиться обратное
действие руля. Кроме того, при смещении центра тяжести назад выше допустимого уровня,
увеличивается минимальная скорость, при которой можно управлять самолетом в случае отказа
мотора. Это происходит вследствие уменьшения регулирующего момента через сокращение
расстояния между рулем поворота и центром тяжести.
Хотя указанное выше изменение характеристик самолета при сдвиге центра тяжести за
допустимые границы, в сущности, не зависит от веса, тем не менее с увеличением веса
управления или восстановление управления самолетом при таких центровках становится
чрезвычайно трудным вследствие ненормальной управляемости и увеличение инерции
самолета.
В авиации проблема сохранения центрировки наиболее остро стоит в отношении к
одновинтовым вертолетам вследствие очень малых допустимых отклонений от нормы и
полного нарушения управляемости при выходе центра тяжести за крайние границы. Сказанное
также касается и к летающим лодкам.
78
8.3.6. УВЕЛИЧЕНИЕ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ.
При разгоне самолета и увеличении его скорости, подъемная сила возрастает. Как только
она превышает вес самолета, он взлетает вверх. При горизонтальном движении самолета с
постоянной скоростью все силы является уравновешенными, их результирующая (суммарная
сила) равна нулю.
Форма крыла подбирается такой, чтобы лобовое сопротивление было как можно меньше, а подъемная сила - как можно больше. Подъемную силу можно увеличивать, повышая
скорость движения и площадь крыльев. Чем выше скорость движения, тем меньше может быть
площадь крыльев и наоборот. Подъемная сила растет с увеличением угла атаки.
Угол атаки - угол между направлением скорости набегающего на крыло воздушного
потока и характерным продольным направлением, например хорда крыла, у самолета – продольная строительная ось, у снаряда или ракеты - их ось симметрии. При рассмотрении крыла
или самолета угол атаки находится в нормальной плоскости, в отличие от угла скольжения.
Для самолета в горизонтальном прямолинейном полете увеличения скорости и угла
атаки приводит к увеличению подъемной силы, создаваемой крылом. В то же время, увеличение угла атаки сопровождается ростом индуктивного сопротивления. Попытка сохранять набор высоты увеличением угла атаки без увеличения тяги двигателей является распространенной грубой ошибкой в пилотировании. Такая ошибка может привести к срыву потока и сваливанию самолета. Именно из-за вывода самолета на закритические углы атаки произошли
многие авиакатастроф, в частности, авиакатастрофа под Донецком 22 августа 2006.
Коэффициент подъемной силы самолета варьируется одновременно с углом атаки.
Увеличение угла атаки, связано с увеличением коэффициента подъемной силы до максимального значения, после чего коэффициент подъемной силы уменьшается.
Для самолета, кроме того, вводятся дополнительные характерные углы атаки:
- балансировочный угол атаки, при котором момент тангажа равен нулю, значение
меняются в зависимости от отклонения органов продольного управления (балансировки);
- допустимый угол атаки, т.е. самый большой угол атаки, который допускается в
нормальной летной эксплуатации самолета, назначаемый из условий обеспечения безопасности полета, значения допустимого угла атаки определяются для каждой конфигурации самолета
в разрешенном диапазоне скоростей ее применения;
Изменение угла атаки самолета достигается отклонением органов продольного управления для увеличения момента тангажа и перехода самолета на другой балансировочный.
79
Для
увеличения
подъемной
силы
используются также:
- так называемые
Винглеты;
- механизация крыла;
- эффект Коанда;
- коаксиальные (соосные)
винты;
Винглетами (другое название концевые крылышки;
англ. Winglet «крылышко») - небольшие дополнительные элементы на концах крыльев самолета в виде
крылышек или плоских шайб. Винглеты крыла служат
для увеличения эффективного размаха крыла, снижая
индуктивное сопротивление от вихря, который берет
начало в конце стреловидного крыла, и, как следствие,
увеличение подъемной силы на конце крыла. Также
Винглеты позволяют увеличить удлинение крыла, почти
не изменяя при этом его размах. Применение винглет
крыла позволяет улучшить топливную экономичность у самолетов, либо дальность полета у
планеров. В настоящее время одни и те же типы самолетов могут иметь разные варианты
винглетов. Подъемная сила крыла образуется разницей давлений под крылом и над крылом. Изза разницы давлений часть воздуха перетекает через край крыла из области высокого давления
снизу в область пониженного давления сверху, образуя при этом конечный вихрь. На
образование вихря тратится энергия движения, что приводит к появлению силы индуктивного
сопротивления. Конечный вихрь также приводит к перераспределению подъемной силы по
размаху крыла, уменьшая его эффективную площадь и удлинение, и снижая аэродинамические
качества. Установка винглетов помогает добиться оптимальной формы распределения
подъемной силы.
Из самолетов, серийно выпускаемых или выпускавшихся Винглеты имеют: автожир А-7,
самолеты Су-80, Ан-158, Ту-204/214, Ту-334 и Ил-96. Также Винглеты предполагалось
использовать в проекте самолета Як-44.
На пассажирских самолетах законцовки были впервые применены на Boeing 747- 400 выпуска
1985 года. C 2009 года данная конструкция применяется на крыльях среднемагистральных
самолетов Airbus A-320. Гребной Винглет представляют собой горизонтальные кончики
крыльев, имеющих больший угол стреловидности, чем основная часть крыла. Основное
назначение
таких
законцовок
-
повышение
топливной
экономичности,
улучшенные
характеристики при наборе высоты, уменьшение длины разбега при взлете. Гребневые
80
законцовки позволяют уменьшить индуктивное сопротивление крыла. Испытания данных
законцовок в НАСА и Боинге показали, что топливная экономичность с такими законцовками
составила 5,5% против 3,5-4,5%, которые обеспечивали обычные вертикальные законцовки.
Гребневые законцовки уже используются на самолетах Boeing 767, Boeing 777, а также
планируются к установке на самолетах Boeing 787 и Airbus A350.
Механизация крыла - комплекс устройств в передней или задней части крыла для
изменения его аэродинамических характеристик. Работа всех элементов механизации крыла
базируется на управлении пограничным слоем на
поверхности крыла и изменении кривизны профиля.
Самолеты в своей конструкции обязательно должны
иметь механизацию крыла, которая предназначена для
повышения
производительности
для
каждого
конкретного случая. Одним из фундаментальных задач
механизации является обеспечение регулировки размера
крыла; большее крыло обеспечит большую подъемную
силу и уменьшит взлетно-посадочную дистанцию, но
увеличит сопротивление при крейсерском полете и тем
самым приведет к снижению топливной эффективности.
Чтобы уменьшить разницу между этими двумя целями
используют устройства механизации крыла. Механизация
крыла
позволяет
улучшить
взлетно-посадочные
и
маневренные характеристики летательного аппарата,
увеличить его полезную нагрузку и повысить безопасность полета. Механизация крыла
обеспечивает повышение общей подъемной силы как за счет повышения подъемной силы
основной части крыла, так и за счет подъемной силы элементов механизации.
Подъемная сила механизированного крыла на взлетно-посадочных углах атаки может
быть в 2-3 раза выше подъемной силы крыла без механизации.
Элементами механизации
передней части крыла являются поворотные носки, предкрылки, носовые щитки, щитки
Крюгера и их комбинации. Элементами механизации задней части крыла являются поворотные
закрылки, щелевые закрылки (без выдвижения, выдвижные одно-, двух-, трехщелевые),
закрылки Фаулера, поворотные и скользящие. Элементы механизации передней части крыла
обеспечивают ликвидацию срыва потока на крыле при больших углах атаки, то есть повышают
критические углы атаки летательного аппарата. Наиболее эффективными элементами
механизации передней кромки является предкрылки, которые автоматически отклоняются при
выходе самолета на большие углы атаки. В 1939-1945 на самолетах с прямыми крыльями
81
использовались неуправляемые предкрылки, автоматически отклонялись при выходе самолета
на большие углы атаки. Применялись также предкрылки, жестко связаны с носком крыла и
образующие с ним в полете нерегулируемую щель. В последнее время на самолетах стали
применяться предкрылки и щитки Крюгера, управление которыми синхронно связано с
управлением закрылками. Наиболее эффективными и распространенными элементами
механизации задней части крыла есть щелевые выдвижные закрылки (они увеличивают
кривизну и площадь несущей поверхности. В 1939-1945 г.г. из-за простоты конструктивной
реализации наибольшее распространение имели простые (поворотные) щитки, позже - одно-,
двух- и трехщелевые выдвижные закрылки .
Использование эффекта Коанда позволяет увеличить подъемную силу за счет прохождения
выхлопных газов двигателей над верхней поверхностью крыла. Суть этого так называемого
«вихревого» способа заключается в образовании над верхней поверхностью крыла слоя частиц
газа, движутся на расстоянии от последней, повороте слоя в направлении крыла путем понижения давления в области, ограниченной с одной стороны слоем, а с другой - крылом путем
отбора газа из упомянутой области и образованием струи газа. При этом газы ускоряют
впадающую в эту область струю по мере обтекания нею части верхней поверхности крыла.
В режиме короткого взлета и посадки при эксплуатации с грунтовых ВПП длиной 600700 м Ан-70 обеспечивает перевозку 20 т груза на дальность 3000 км. Коаксиальные винты
дают высоконапорный поток воздуха, окружающий крыло со скоростью, превышающей
скорость набегающего потока, что приводит к увеличению подъемной силы крыла, а выпущенные закрылки (на 60 градусов в посадочном положении) создают эффект поворота вектора
тяги. Таким образом, при заходе на посадку с полностью выпущенными закрылками больше
половины подъемной силы на крыле возникает за счет силового обдува, а меньшая - за счет
набегающего потока. В этом плане Ан-70 близок по своим свойствам к вертолету. При
испытаниях самолета на больших углах атаки были получены Су более 7. Для сравнения - на
существующих самолетах Су максимально реализуются около 2-3.
8.4. УСТОЙЧИВОСТЬ И ДИНАМИКА ПОЛЕТА
8.4.1. ПРОДОЛЬНАЯ, ПОПЕРЕЧНАЯ И БОКОВАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ
ПРОДОЛЬНАЯ СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ
При внешнем воздействии в продольном движении вертолета первоначально могут
возникнуть отклонения по углу атаки или величине скорости полета. У устойчивого вертолета
эти отклонения после прекращения действия возмущений с течением времени исчезают и
вертолет восстанавливает исходный режим полета.
82
Продольная статическая устойчивость по углу атаки
Под продольной статической устойчивостью по углу атаки понимают начальную
тенденцию вертолета при случайном изменении угла атаки вернуться под воздействием аэродинамических сил и их моментов к исходному его значению. Физически это означает, что на
устойчивом вертолете при случайном изменении угла атаки должен возникнуть продольный
момент ( M z ), который будет стремиться вернуть вертолет к исходному углу атаки.
Результирующий продольный момент складывается из моментов аэродинамических сил
НВ, фюзеляжа и стабилизатора.
Несущий винт способствует статической неустойчивости вертолета по углу атаки во всем
диапазоне скоростей. При увеличении угла атаки результирующая сила тяги НВ отклоняется
назад и дает прирост продольного момента, направленный на дальнейшее увеличение угла
атаки. Дестабилизирующий момент НВ пропорционален тяге НВ, углу ее отклонения и
вертикальной центровке.
Фюзеляж вертолета (без стабилизатора) также способствует статической неустойчи-вости
по углу атаки. Центр давления фюзеляжа обычно располагается впереди центра масс, поэтому
при увеличении угла атаки будет появляться дополнительный положительный момент,
способствующий дальнейшему увеличению угла атаки.
Стабилизатор способствует повышению статической устойчивости вертолета по углу
атаки, т.к. при увеличении угла атаки вертолета возрастает и местный угол атаки
стабилизатора. В результате соответствующего изменения подъемной силы стабилизатора
создается дополнительный момент, направленный на восстановление исходного угла атаки.
Степень статической устойчивости по углу атаки существенно зависит от продольной и
вертикальной центровок.
Вертолет Ми-8МТВ во всем эксплуатационном диапазоне скоростей полета обладает
незначительной степенью статической устойчивости по углу атаки.
ПРОДОЛЬНАЯ СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ ПО СКОРОСТИ ПОЛЕТА
Под продольной статической устойчивостью по скорости полета понимают
начальную тенденцию вертолета при случайном ее изменении вернуться под воздействием
аэродинамических сил и их моментов к исходному значению скорости полета. Физически
это означает, что на устойчивом вертолете при случайном изменении скорости полета
должен возникнуть продольный момент ( M z ), который будет стремиться вернуть вертолет к
исходной скорости полета.
Результирующий продольный момент складывается из моментов аэродинамических
сил НВ, фюзеляжа и стабилизатора.
83
Несущий винт способствует статической устойчивости вертолета по скорости полета во
всем диапазоне скоростей. При увеличении угла атаки результирующая сила тяги НВ
отклоняется назад, создавая положительный прирост продольного момента. Этот прирост
вызывает увеличение угла тангажа вертолета на кабрирование, а следовательно уменьшение
скорости полета.
Фюзеляж вертолета способствует статической устойчивости по скорости, вследствие
изменения силы лобового сопротивления. Однако на больших скоростях полета,
дестабилизирующий момент силы лобового сопротивления фюзеляжа при увеличении
скорости заметно возрастает и способствует неустойчивости вертолета.
Стабилизатор способствует устойчивости вертолета по скорости с учетом того, что на
моторных режимах полета его подъемная сила направлена вниз. Поэтому при увеличении
скорости полета растет кабрирующий момент от стабилизатора, а при уменьшении – падает.
БОКОВАЯ СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ
Изменение угла скольжения вертолета приводит к одновременному изменению как
моментов рыскания М х , так и моментов крена М х . Последнее обуславливает движение
крена, и наоборот, движение вертолета по крену, вызывает движение рыскания. Взаимосвязь
этих движений по мере увеличения скорости полета непрерывно возрастает. Поэтому эти два
вида движения нельзя рассматривать раздельно, о них говорят, как об едином – боковом
движении вертолета.
СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ ПО УГЛУ СКОЛЬЖЕНИЯ
(ПУТЕВАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ).
Под статической путевой устойчивостью понимают начальную тенденцию вертолета
восстанавливать исходный угол скольжения после случайного его изменения.
На висении в штиль вертолет по углу рыскания (понятие угол скольжения здесь отсутствует) статически нейтрален, т.к. после случайного изменения угла рыскания (курса)
путевые моменты от фюзеляжа и рулевого винта не изменяются и вертолет остается в новом
положении.
При порывах ветра слева и справа (малой скорости) изменение моментов от тяги РВ и
боковой силы фюзеляжа вызывают разворот вертолета на ветер, т.е. вертолет является статически устойчивым. При больших скоростях ветра справа ( U >5м/с) тяга РВ падает и вертолет становится неустойчивым в путевом отношении (разворачивается хвостом на ветер).
При полете вперед все вертолеты обладают статической путевой устойчивостью. Этому
способствует РВ, киль, а также фюзеляж, если центр давления в боковом движении расположен позади центра масс (у вертолета Ми-8 это наблюдается на всех основных режимах поле84
та). Статическая путевая устойчивость увеличивается с ростом скорости полета и
отрицательного угла атаки фюзеляжа.
ПОПЕРЕЧНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ ПО УГЛУ СКОЛЬЖЕНИЯ
Под статической поперечной устойчивостью понимают стремление вертолета
восстановить
исходный
угол
крена
после
случайного
его
изменения.
Вертолет
непосредственно на появление крена не реагирует, но изменение крена ведет к изменению
равновесия боковых сил и появлению скольжения, которое приводит к появлению
поперечных моментов.
Все элементы вертолета способствуют статической поперечной устойчивости, которая
увеличивается с увеличением скорости полета и угла атаки вертолета .
Вертолет Ми-8МТВ во всем диапазоне скоростей полета обладает достаточно большой
степенью статической устойчивости по углу скольжения и крену. При достаточно больших
расходах ручки в поперечном направлении на единицу угла крена при скольжении устойчивость уменьшается, а при крене 9-140 вертолет становится нейтральным в поперечном
отношении.
ДИНАМИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ
Под
динамической
устойчивостью
вертолета
понимают
его
способность
самостоятельно (без вмешательства летчика) после прекращения действия внешних
возмущений возвращаться к исходному режиму полета при случайном его изменении.
Продольное движение вертолета (без автопилота) обычно представляет колебательный
процесс, в котором можно выделить два вида колебаний:
- короткопериодические с периодом колебаний 0,5-3 с;
- длиннопериодические с периодом 10-50 с.
Первые связаны с вращением вертолета вокруг центра масс, вторые – с изменением
траектории движения центра масс вследствие изменения величины и направления скорости
полета. Вертолет является неустойчивым на висении летательным аппаратом. Однако,
период продольных колебаний вертолета на висении достаточно велик (12-16 с), а время
удвоения амплитуды равно 3,5-4 с, поэтому летчик успевает отклонением рычагов
управления погасить возникающее движение.
По мере увеличения скорости полета неустойчивость продольного движения вертолета
уменьшается, т.к. уменьшаются характеристики неустойчивости по углу атаки и
увеличивается демпфирование.
Поведение вертолета в процессе бокового возмущенного движения определяется в
конечном счете величиной и соотношением степеней его поперечной и путевой
устойчивости, инерционными характеристиками.
85
На висении и малых скоростях полета (до 30-40км/ч) боковое движение всех
одновинтовых вертолетов колебательно неустойчиво вследствие того, что на этих режимах
взаимосвязь движений крена и рыскания еще не велика, а движение по крену неустойчиво.
На больших скоростях полета все вертолеты обладают устойчивостью бокового
возмущенного колебательного движения, т.к. увеличивается путевая и поперечная
устойчивость и демпфирование.
Движение
вертолета
Ми-8МТВ
после
возмущения
имеет
явно
выраженный
колебательный характер по скорости, углам крена и тангажа с переменной по времени
амплитудой этих параметров. Кроме того, наблюдается медленный апериодический уход
вертолета с режима. То есть, вертолет Ми-8МТВ не обладает динамической устойчивостью
во всем диапазоне скоростей полета, в том числе и на висении. Вместе с тем, степень
динамической неустойчивости вертолета вполне приемлема, о чем говорит достаточно
большое время полета вертолета с освобожденным управлением в спокойной атмосфере при
достижении изменения угла крена на 100 как наиболее быстроменяющегося параметра (без
автопилота) – две и более минуты. С включением автопилота характеристики возмущенного
движения вертолета улучшаются и пилотирование вертолета значительно упрощается.
86
ЛИТЕРАТУРА:
1. В.Ф.Ромасевич. Аэродинамика и динамика полета вертолетов. Москва.
Воениздат.1982.
2. В.Ф.Ромасевич, Г.А.Самойлов. Практическая аэродинамика вертолетов. Москва.
Воениздат. 1980.
3. А.М.Володко. Безопасность полетов вертолетов. Москва. Транспорт. 1981.
4. А.М.Володко. Основы летной эксплуатации вертолетов. Аэродинамика. Москва.
Транспорт. 1984.
5.
Практическая аэродинамика самолета Ан-2. Москва. Транспорт. 1972.
6. А.М.Володко. Основы летной эксплуатации вертолетов. Динамика полета. Москва.
Транспорт. 1986.
7. Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-8 МТВ. 1994.
8. Техника пилотирования и вертолетовождение вертолета Ми-8МТВ.
9. Д.И.Базов. Аэродинамика вертолетов. Москва. Транспорт. 1972.
10. Л.Е.Богославский. Практическая аэродинамика самолета Ан-24. Москва. Транспорт.
1972.
11. Летчику о практической аэродинамике. Москва. ВИ МО СССР. 1961.
87