ИССЛЕДОВАНИЕ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПРАВИЛЬНОГО. СЕРИЙНОГО ВИРАЖА

Виражем называется разворот самолета в горизонтальной плоскости; вираж называется правильным, если он совер­шается без скольжения; серийным виражем называется установившийся вираж. Правильный серийный вираж является одним из основных маневров и его характеристики весьма важ­ны при оценке маневренности самолета.

Рассмотрим условия равновесия сил при вираже (фиг. 14.5). Равнодействующая силы веса mg и центробежной силы тч>2г

(г—радиус виража) уравнове­шивается подъемной силон Y= = nmg, где п — перегрузка. Отсю­да имеем два уравнения:

n2m-g* = m2g2 + m7^r2 и

ть&г

mg

Следовательно, получаем известные формулы:

где Т — время виража (полного разворота «а 360°).

Следовательно, если мы при вираже измерим перегрузку, скорость и угловую скорость, то можем легко подсчитать угол крена, радиус и время виража по формулам

1 К ГГt 2тС /1 A Q

cos у = —, r = —, Т = —. (14.3)

П аз со

Именно таким путем и поступают при исследовании виража в полете. На самолет устанавливаются самописцы угловых ско­ростей, перегрузок и скорости. Выполняется ряд виражей с раз­ными углами крена и, следовательно, с разными скоростями. На каждом вираже получают величины Щи nzі, V.

Имея эти величины, можно, во-первых, проконтролировать пра­вильность виража: перегрузка должна быть равна нулю; затем подсчитывается величина угловой скорости

> = і/оз2 -4- оз — -4- V xt ‘ г.

п=/

Далее вычисляется угол крена у по формуле cosy = —,

п

о>гі

а также по формуле tgт = —; оба значения должны совпасть; подсчитывается поправка к указателю скорости ДІ/ = о>a cos у =

wa

= —, где а — расстояние от плоскости симметрии до при­емника; поправка берется со знаком * + если крен совершен в сторону приемника давления, так как в этом случае ско­рость приемника меньше скорости центра тяжести самолета. Подсчитывается истинная скорость V центра тяжести отно­сительно воздуха, время виража Т = — и радиус виража г

О)

по формуле г——.

О)

На фиг. 14. 6 представлены примерные характеристики пра­вильного виража, полученные в полете; из этой фигуры видно, что минимальный радиус виража получается при V = 220 км/час и равен 220 м минимальное время получается при V=245 км/час и равно Т= 22 сек.; максимальный угол крена у =60,5°; макси­мальная перегрузка п= =2,03.

cost

Заметим, что нет необходимости применять самописцы угло­вой скорости и перегрузки. Как показывают формулы (14.3), достаточно каким-нибудь образом измерить п или у, а также два параметра из четырех — г, V, ш, Г; остальные вычисляются по простым формулам. Если, например, отсутствуют самописцы угловых скоростей, можно измерить непосредственно время ви-
ража Т. Для этого выбирается какой-нибудь хороший видный ориентир на горизонте и после того, как режим виража уста­новился, экипаж самолета включает секундомеры при первом визировании ориентира и выключает их при втором. Этот способ

Фиг. 14.6. Время полного виража Т, радиус виража г, угол крена у и углы отклонения органов управления при правильном серийном вираже в зависимости от скорости.

требует только применения секундомеров, но он недостаточно точен и особенно неудобен на одноместном самолете.

Можно также вместо применения самописцев перегрузки ограничиться записью показаний визуального перегрузочного прибора или записать угол крена при помощи оптических кре­номеров или гироскопических указателей горизонта, имеющихся на каждом самолете; но эти способы обладают теми же недо-
статками. Поэтому желательно по возможности применять усо­вершенствованные самописцы угловых скоростей и перегрузок.

Одновременно с параметрами, определяющими общие харак­теристики серийного виража, необходимо измерить углы откло­нения органов управления и усилия на рычагах управления (ручке, штурвале и педалях). На той же фиг. 14.6 представлены для примера кривые углов отклонения органов управления.

Обращает на себя внимание значительная разница между углами отклонения на правом и левом вираже. Она объясняется, во-первых, влиянием гироскопического момента винта, имеющего противопо­

ложные знаки на правом и ле­вом вираже и, во-вторых, раз­личием в знаках угловых ско­ростей вращения. Предположим сначала, что гироскопический момент отсутствует. Тогда руль высоты должен преодолеть демпфирующий момент танга­жа (фиг. 14. 7) от угловой ско­рости u>z, для чего необходимо отклонить руль высоты вверх (знак «—»), как это показы­вает пунктирная линия на фиг. 14. 6, дающая среднее зна­чение 8ВСр. Так как гироскопи­ческие моменты на правом и левом виражах имеют разные

знаки (фиг. 14.7), для их преодоления необходимо отклонять руль высоты по разному (фиг. 14.6).

Для руля направления, наоборот, отклонение, необходимое для преодоления гироскопического момента, одинаково на пра­вом и левом вираже (фиг. 14.6, 8Н. ер), а вследствие разных зна­ков (фиг. 14.7) необходимо отклонять руль в разные стороны для преодоления демпфирующего момента рысканья. Аналогич­ную картину в отношении преодоления демпфирующих момен­тов крена имеем и для элеронов. Кроме того, для всех трех ор­ганов управления и в прямолинейном полете приходится по-раз­ному отклонять рули на разных скоростях. В результате картина отклонений получается весьма сложной. То же самое можно сказать и об усилиях на органах управления.

Для реактивных самолетов с ТРД роль винта в создании гироскопического момента играет ротор двигателя.