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.
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.