аеродинаміка літака
Мал. 172 К поясненню гироскопического дії повітряного гвинта лівого обертання на літаках Як-52 і Як-55
Мал. 173 гіроскопічними дію повітряного гвинта лівого обертання на літаках Як-52 і Як-55
Реакція літака, що виникає при відхиленні керма через дії гіроскопічного моменту повітряного гвинта, залежить від напрямку переміщення капота літака (Рис. 173).
Таким чином, напрямок переміщення капота літака відносно горизонту при дії гіроскопічного моменту повітряного гвинта знаходиться шляхом переміщення його на 90 ° навколо осі повітряного гвинта в сторону обертання.
Вплив гироскопического моменту повітряного гвинта в польоті компенсується відхиленням елеронів і керма напряму (частіше керма напряму) в відповідну сторону, створюючи момент, протилежний гіроскопічного.
Наприклад, на літаках Як-52 і Як-55 під час взяття ручки управління на себе виникає момент парирується відхиленням керма напряму вправо (натисканням на праву педаль).
Перевантаженням називається відношення рівнодіюча всіх сил (крім ваги), що діють на літак, до ваги літака.
У зв'язаній системі координат визначені перевантаження:
n х - поздовжня перевантаження; n у - нормальна перевантаження; n z - бічна перевантаження. Повна перевантаження визначається за формулою
n У ДП = Y G ДП = 1.
Мал. 174 Дія відцентрової сили інерції на льотчика а - при різкому збільшенні кута атаки, б - при різкому зменшенні кута атаки
У криволинейном польоті, коли підйомна сила стає більше ваги літака, перевантаження буде більше одиниці.
При русі літака по криволінійній траєкторії доцентровою силою є, як уже говорилося, підйомна сила, т. Е. Тиск повітря на крила. При цьому величиною центростремительной сили завжди супроводжує рівна, але протилежна по напрямку відцентрова сила інерції, яка виражається силою тиску крил на повітря. Причому відцентрова сила діє подібно вазі (масі), а так як вона завжди дорівнює центростремительной силі, то при збільшенні останньої зростає в стільки ж разів. Таким чином, аеродинамічна перевантаження подібна збільшенню ваги літака (льотчика).
При появі перевантаження льотчику здається, що його тіло стало важче.
Нормальна перевантаження ділиться на позитивну і негативну. Коли перевантаження притискає льотчика до сидіння, то ця перевантаження позитивна, якщо ж відокремлює його від сидіння і утримує на прив'язних ременях - негативна (Рис. 174).
У першому випадку кров буде відливати від голови до ніг, у другому випадку - доливати до голови.
Як вже говорилося, збільшення підйомної сили в криволінійному русі рівносильно збільшенню ваги літака на ту ж величину, тоді
Однак до такого перевантаження небажано доводити літак, так як відбудеться втрата стійкості і зрив в штопор або штопорне обертання. З цієї причини не рекомендується на великих швидкостях польоту, особливо при виході з пікірування, відхиляти різко ручку управління на себе. Тому максимально можливу або располагаемую перевантаження приймають меншою за величиною, щоб попередити вихід літака на режим тряски. Формула визначення цього перевантаження має вигляд
n y P = (0,8 + 0,85) n y макс. (11.9)
Для літаків Як-52 і Як-55 графічні залежності наявних перевантажень від швидкості польоту показані на Рис. 175, Рис. 176. При виконанні польотів на літаках Як-52 і Як-55, що розташовується нормальна перевантаження в основному обмежена по міцності літака.
Максимально допустима експлуатаційна перевантаження для літака Як-52:
з колісним шасі:
позитивна +7; негативна -5;
позитивна +5; негативна -3.
Максимально допустима експлуатаційна перевантаження для літака Як-55:
в тренувальному варіанті:
позитивна +9; негативна -6;
в перегінний варіанті:
позитивна +5; негативна -3.
Перевищення в польоті цих перевантажень забороняється, так як можуть з'явитися залишкові деформації в конструкції літака.
При виконанні встановлених криволінійних маневрів перевантаження залежить від запасу тяги силової установки. Запас тяги визначається за умови зберігання заданої швидкості протягом усього маневру.
Граничною перевантаженням за існуючою тязі n у ПЕРЕД називається найбільша перевантаження, при якій тяга силової установки ще врівноважує лобове опір. Вона визначається за формулою
ny ПЕРЕД = p p C У = P P K.
Гранична за існуючою тязі перевантаження залежить від швидкості і висоти польоту, так як вищевказані фактори впливають на располагаемую тягу Рр і від швидкості аеродинамічний якість К.
Для розрахунку залежно n у ПЕРЕД V необхідно мати криві Рр (V) для різних висот і сітку полярності. Для кожного значення швидкості з кривою Рр (V) знімають значення располагаемой тяги, визначають
Cx = gSP P. з поляри для відповідної швидкості V знімають величину коефіцієнта Су і розраховують за формулою (11.10).
При маневруванні в горизонтальній площині з перевантаженням менше располагаемой, але більш граничної по тязі літак буде втрачати швидкість або висоту польоту.
ВПЛИВ ВИСОТИ ПОЛЬОТУ НА ВЕЛИЧИНУ має нормальних ПЕРЕГРУЗКИ.
Зі зміною висоти польоту змінюється щільність повітря, отже, змінюється і реквізит коефіцієнт підйомної сили Су, тому, як наслідок, змінюється і розташовується нормальна перевантаження.
Располагаемая перевантаження у землі при польоті зі швидкістю V ДП дорівнює
З формули (11.13) видно, що з підняттям на висоту розташовується перевантаження зменшується і на практичній стелі можливий тільки горизонтальний політ, при якому n у = 1.
Для вимірювання перевантаження на літаку встановлюють прилад, що отримав назву акселерометр. Льотчик, керуючись показаннями цього приладу, може своєчасно зменшити перевантаження, коли вона стає небезпечною для міцності літака. На літаках Як-52 і Як-55 встановлений акселерометр АМ-9С.
Обмеження перевантаження n у по міцності літака. Гранично допустимі для конструкції літака перевантаження залежать від його призначення. Найбільшу експлуатаційну перевантаження мають маневрені літаки, такі як пілотажні, спортивні та літаки-винищувачі.
Існують офіційні державні норми міцності, що встановлюють гранично допустимі (експлуатаційні) перевантаження для кожного класу літаків.
Фізіологічні обмеження перевантажень пов'язані з впливом перевантажень на людський організм. Під впливом перевантажень в людському організмі відбувається ускладнення всіх його органів, деформація скелета, відлив крові від одних органів і прилив її до інших. Величина перевантаження, яку може перенести людина, залежить від напрямку перевантаження, від часу її впливу і темпу наростання, а також від загальної та фізичної підготовки.
На переносимість перевантаження впливають такі чинники: зручність розташування сидіння; температура; тиск повітря в кабіні; ступінь стомлюваності; суб'єктивні особливості льотчика. Легше переносяться перевантаження в напрямку «спина - груди» і «груди - спина» і важче - «таз - голова» (особливо при негативних перевантаженнях). При негативних перевантаженнях прилив крові до голови різко позначається на працездатності льотчика. Тому для успішного оволодіння акробатичним пілотажем на літаку Як-55 необхідно займатися фізичною підготовкою.
Віраж літака - це вигнутий політ літака в горизонтальній площині з розворотом
Частина віражу, що має на меті зміну напрямку руху на кут, менший 360 °, називається розворотом. Віраж з постійною швидкістю і кутом крену називається сталим. Сталий віраж без ковзання називається правильним (Рис. 177, а).
Мал. 177 Схеми врожай: а - правильний віраж; б - віраж з внутрішнім ковзанням; в - віраж з зовнішнім ковзанням
Мал. 178 Схема сил, що діють на літак на віражі (вид спереду)
Віраж може бути несталим, при якому буде змінюватися швидкість і радіус, віраж з ковзанням, віраж з набором або втратою висоти.
Якщо літак має ковзання у внутрішню сторону віражу або в зовнішню, то напрямок швидкості не збігається з площиною симетрії і становить з нею деякий кут β (Рис. 177, б, в). У першому випадку ковзання називається внутрішнім, у другому - зовнішнім.
ПРАВИЛЬНИЙ ВИРАЖ. СХЕМА СИЛ І РІВНЯННЯ РУХУ
На віражі на літак діє підйомна сила Y і лобове опір X. вага літака G і тяга силової установки Р.
Для здійснення віражу необхідна неврівноважена сила, спрямована горизонтально до центру віражу - доцентрова сила. Для отримання цієї сили необхідно накренити літак елеронами в сторону віражу на кут γ. який називається кутом крену (Схема сил, що діють на літак на віражі (Рис. 178). У результаті цього на той же кут нахилиться і вектор підйомної сили крила
Y. Розклавши цю силу по вертикалі і горизонталі, отримаємо дві сили - Ycos γ і Ysin γ. З них сила Ycos γ повинна врівноважувати силу ваги літака G, а сила Y sin γ служить доцентровою силою.
Значить, для здійснення правильного віражу підйомна сила повинна збільшитися з таким
розрахунком, щоб її вертикальна складова Ycos γ могла врівноважити вагу літака G. Це досягається двома способами: збільшенням кута атаки або збільшенням швидкості польоту. Якщо не виконати ці умови, то вертикальна складова Ycos 7 буде менше ваги літака і під дією різниці сил
(G-Ycos 7) літак буде знижуватися на віражі, т. Е. Вийде неправильний віраж - з ковзанням.
Рівняння руху на правильному віражі матимуть вигляд: умова сталості швидкості
умова сталості висоти
умова викривлення траєкторії
де r в - радіус віражу.
Потреба Перевантажування НА ВІРАЖІ
Для виконання віражу підйомна сила повинна бути збільшена, і тим більше, чим більше крен. Отже, на віражі створюється перевантаження, причому вона буде рости зі збільшенням крену.
На правильному віражі вага врівноважується вертикальної складової підйомної сили. Виконується умова G = Ycos γ. звідки нормальна перевантаження на віражі дорівнює
Залежність потрібної перевантаження n у від кутів крену на віражі показані на графіку Рис. 179.
Мал. 179 Залежність перевантаження на віражі від крену
Отже, чим більше перевантаження, тим більше кут нахилу. При нахилі більше 85 ° потрібна перевантаження перевищує експлуатаційну літака Як-55 (+9), а при нахилі більше 75 ° -експлуатаційні літака Як-52 (+7) ..
Величина граничного кута крену на віражі обмежується тими ж факторами, що і величина розташовується і граничної по тязі перевантаження. З підйомом на висоту величина граничного кута крену відповідно до зменшення граничної перевантаження буде знижуватися, викликаючи при цьому збільшення радіусу і часу віражу.
Отже, слід пам'ятати, що при виконанні віражу на граничному вугіллі крену по трясці навіть незначне збільшення кута крену може привести до зриву, так як запас по перевантаженню від тряски до зриву невеликий.
ШВИДКІСТЬ, потрібних для ПРАВИЛЬНОГО віражах
Для виконання віражу необхідно збільшити підйомну силу в порівнянні з горизонтальним польотом. Цього збільшення можна досягти збільшенням швидкості польоту при збереженні кута атаки або збільшенням кута атаки при збереженні швидкості горизонтального польоту.
Якщо α = const. Cу B = Cy ДП = Су.
висоті, необхідно витримувати ту ж швидкість по приладу, яка необхідна для виконання віражу у землі (при однаковому польотному вазі літака).
Вплив ваги літака. Зі збільшенням ваги потрібна швидкість зростає (дивись горизонтальний політ). Відповідно зростає і потрібна швидкість для віражу.
Вплив ваги на швидкість віражу легко простежити, зіставивши характеристики віражу літаків Як-52 і Як-55.
ПОТЯГ І ПОТУЖНІСТЬ, потрібних для віражах
Потрібної тягою і потужністю для віражу називається необхідна тяга або потужність, урівноважує лобове опір літака на правильному віражі при даних значеннях кута атаки і кута нахилу.
Збільшення потрібної швидкості на віражі при незмінному куті атаки або збільшення кута атаки при незмінній швидкості супроводжується збільшенням лобового опору в порівнянні з його величиною в горизонтальному польоті. Тому потрібні для віражу тяга і потужність повинні бути більше, ніж для горизонтального польоту.
Мал. 180 Збільшення потрібної для віражу потужності в залежності від кута нахилу
Як і в горизонтальному польоті, тяга на віражі дорівнює лобового опору
N ДП від кута крену.
Наприклад, при нахилі 20 ° потрібна для віражу потужність більше потрібної для горизонтального польоту на малу величину; при нахилі, що дорівнює 50 °, - в два рази більше; при нахилі, рівному 60 °, - в три рази більше, а при нахилі, рівному 70 °, - в п'ять разів більше.
Таким чином, для виконання віражу необхідно мати надлишок потужності.
РАДИУС І ЧАС віражах
Радіус і час віражу є основними величинами, котрі характеризують маневрені можливості літака в горизонтальній площині.
Як вже говорилося, для виконання віражу необхідна доцентрова сила. Тобто для зменшення радіусу віражу необхідно збільшити горизонтальну складову підйомної сили
Y sin γ. а для цього слід збільшити крен літака, одночасно збільшуючи підйомну силу збільшенням кута атаки або швидкості.
Доцентрова сила, з одного боку, дорівнює Y sin γ.