АЭРОИНЕРЦИОННОЕ САМОВРАЩЕНИЕ, СРЫВ

Как было рассмотрено при анализе пространственного движения, интенсивное вращение самолета по крену (со* Ф 0) приводит, за счет аэроинерционного взаимодействия продольного

Рис. 19.5. Изменение по числам М

полета для различных а:

І — область сверхзвукового срыва и бокового движения, к уменьшению степени устойчивости самолета на малых и умеренных углах атаки. При достаточно больших, так называемых критических угловых скоростях крена от*. ;.р устой­чивость теряется (см. гл. 18), и развивается движение с резким изменением углов аир, большой амплитудой перегрузки, действу­ющей на самолет, и нарастанием самой угловой скорости сож (см. рис. 19.4, область ао<;0). Эта форма движения называется аэро — инерционным сомовращением. Она характерна для скоростных самолетов, компоновка которых определяет значительное инерцион­ное взаимодействие (большие отношения Jv/Jx, JZ/JX) и является для них одной из опасных форм движения.

Инерционное самовращение возникает самопроизвольно при ин­тенсивных маневрах по крену на малых и отрицательных углах атаки и продолжается как после постановки органов управления в нейтральное положение, так и при отклонении их против движения.

При самовращении для летчика крайне затруднена простран­ственная ориентация. По некоторым признакам самовращение по­хоже на штопор, но в отличие от штопора угловые скорости сож при самовращении выше, а углы атаки, даже местные, не дости­гают критических, так что вращение обусловлено не автороти­рующим моментом, а инерционным взаимодействием.

Для предотвращения выхода на аэроинерционное самовращение в полете ограничивают допустимые угловые скорости сож доп, осо­бенно при выполнении маневров на околозвуковых и сверхзвуко­вых скоростях и при отрицательных углах атаки.

Еще"одна критическая форма движения — срыв — связана с не­устойчивостью самолета в боковом движении.

Неустойчивость самолета по углу скольжения может возникнуть в полете при нулевых или малых угловых скоростях крена вслед­ствие потери путевой (флюгерной) устойчивости. Степень путевой статической устойчивости т§ зависит, в первую очередь, от эффек­тивности вертикального оперения (ВО) и сильно изменяется в за­висимости от числа М полета и углов атаки. На больших сверх­звуковых скоростях эффективность ВО (т. е. момент Щув. о<0) падает. В то же время растет дестабилизирующий эффект фюзеляжа (т[)ф >0). На больших углах атаки ВО может затеняться, что также уменьшает степень путевой устойчивости.

В результате при выходе на режимы, на которых самолет не­устойчив по рысканию, при малых возмущениях быстро возрастают углы скольжения. Как следствие возникает момент крена (за счет nix ф 0) и начинается интенсивное пространственное вращение самолета — срыв, с резким возрастанием боковой перегрузки,
уходом по курсу и необычной реакцией самолета на отклонение рулей.

Наиболее характерен сверхзвуковой срыв — срыв, развивающийся при достижении в полете чисел М, на которых теряется путевая устойчивость (рис. 19.5).