Факторы, влияющие на поведение самолёта при сваливании

1. тип самолёта (компоновка, форма крыла в плане, вид силовой установки и т.д.);

2. положение механизации крыла (закрылки, предкрылки, щитки) в момент сваливания;

3. положение рычагов и органов управления в момент сваливания;

4. исходные значения скорости и высоты полёта непосредственно в момент сваливания;

5. режим работы силовой установки;

6. наличие или отсутствие скольжения;

7. угловая скорость вращения самолёта в исходном режиме полёта перед сваливанием.

 

Предотвращение попадания в режим сваливания

На самолёте Da-40 при выполнении четвёртого разворота курсанты допускают ошибку, когда, не попадая в створ полосы, стараясь довернуть нос самолёт на ВПП. Имея предельно допустимый крен на авиагоризонте, стараются довернуть самолёт рулём направления, нажимая ступнёй ноги на педаль. Создают скольжение самолёта, увеличивая угол атаки крыла, на которое происходит скольжение (самолёта с положительным «V» крыла).

Не редко допускают уменьшение скорости полёта на развороте, меньше рекомендованной РЛЭ, что также приводит к увеличению угла атаки.

С закрылками, выпущенными в посадочное положение, а это уменьшает критический угол атаки.

 

В результате значительного внешнего скольжения, одна плоскость крыла выходит на углы атаки близкие к критическим (или закритические) в результате чего самолёт сваливается на крыло (или попадает в «штопор»), т.к., высота в этот момент 250-200 метров столкновение с землёй неизбежно.

 

Ни в коем случае не допускать на разворотах:

1. потерю скорости;

2. не превышать предельный крен самолёта;

Не допускать скольжение.

 

Не путать «Сваливание самолёта" и «Штопор».

 

 

Рекомендации по выводу из сваливания однодвигательного самолета

Поскольку в РЛЭ самолета DА 40 не прописаны рекомендации по выводу из сваливания, в данной дипломной работе представлены рекомендации следующим образом:

Отдать РУС от себя для уменьшения угла атаки.

Положение элеронов и руля направления должно быть нейтральным, вплоть до прекращения тряски.

После прекращения тряски элеронами устранить крен.

4. Плавно вывести самолет из снижения, не допуская создания большой перегрузки, иначе можно повторно свалить самолет.

 

Особенности штопора однодвигательного самолета

Штопор

Основы теории штопора самолета стали разрабатываться в начале прошлого века. И хотя со временем характеристики самолетов и условия полета существенно изменились, борьба со сваливанием и штопором остается одной из важнейших задач самолетостроения. Явления сваливания и штопора являются причинами трудностей, возникающих в полете, и даже летных происшествий.

Опыт эксплуатации пассажирских самолетов показал, что даже при наличии сложнейших пилотажных приборов возможно сваливание самолета в штопор и его гибель. Сложные метеоусловия, отказы авиатехники, ошибки пилотов все это может стать причиной летных происшествий, во избежание которых необходимо хорошо знать аэродинамические особенности самолетов ГА, характеристики их штопора и особенности вывода из него.

К опасным явлениям в полете приводят потеря скорости, сваливание, попадание самолета в штопор и прочее. Трудности борьбы со сваливанием и штопором состоят в том, что возникновение этих явлений органически связано, во-первых, с аэродинамическими особенностями самолета и, во-вторых, со спецификой управления самолетом и его ориентировкой в пространстве при сваливании.

Впервые преднамеренный ввод самолета в штопор и вывод из него были осуществлены в 1916 г. летчиком К.К. Арцеуловым (полет выполнялся без парашюта). На самолете «Ньюпор-21» К.К. Арцеулов поднялся над Качинским аэродромом на высоту 1500 м и свалил самолет в штопор. После третьего витка вращение прекратилось, пилот перевел самолет в отвесное пикирование, а затем в горизонтальный полет.

К. К. Арцеулов у самолета Ньюпор 21, на котором он впервые в России преднамеренно выполнил штопор.

В Советском Союзе летные исследования штопора самолета впервые были проведены в 1935 г. под руководством профессора В.С.Ведрова при участии летчика-испытателя инженера Ю.К. Станкевича.

Штопором называется непроизвольное движение самолета по крутой спиралевидной траектории малого радиуса в режиме авторотации (при закритических углах атаки самолета, с одновременным вращением его относительно всех трех осей), немедленно не парируемое без уменьшения угла атаки из-за частичной, а иногда даже практически полной потери управляемости самолета, и характеризуемое значительным усложнением условий ориентировки пилота.

 

Фотография получена путём наложения отдельных заснятых кадров.

Режимы штопора в зависимости от положения пилота относительно Земли (вверх или вниз головой) можно разделить на две категории – нормальные и перевернутые.

Нормальным называется штопор, в котором пилот находится в положении головой вверх. Это штопор, протекающий при положительных закритических углах атаки самолета.

Перевернутым называется штопор, в котором пилот находится в положении головой вниз. Это штопор, протекающий при отрицательных закритических углах атаки; самолет находится в положении «на спине» (выполняет перевернутый полет).

 

При выводе самолета из штопора необходимо всегда отклонять руль направления против штопора раньше, чем руль высоты. При обратной последовательности самолет может не выйти из штопора.

Отклонение элеронов в пределах до половины хода по штопору на характер штопора не влияет. При полном отклонении элеронов по штопору штопор становится менее устойчивым и более крутым.

При отклонении элеронов на половину хода или полностью против штопора, штопор по характеру становится более плоским. Влияние элеронов на характер штопора сильнее проявляется при правом штопоре, чем при левом.

Вывод самолёта Da-40NG из не преднамеренного штопора осуществляется следующим образом, необходимо вначале энергично и до отказа отклонить педаль в сторону, противоположную вращению самолета, вслед за этим отдать через 2 секунды РУС от себя за нейтральное положение. Следить за тем, чтобы элероны были в нейтральном положении.

Отдавать ручку управления от себя полностью не рекомендуется, т. к. при этом увеличивается угол пикирования, возникает отрицательная перегрузка, увеличивается приборная скорость, и происходит потеря высоты на выводе.

Как только самолет прекратит вращение, немедленно поставить педали в нейтральное положение, набрать приборную скорость 100 узлов и затем, плавно взяв РУС на себя, вывести самолет из пикирования с таким темпом, чтобы приборная скорость в конце вывода в ГП, была не более 130 узлов. Перегрузка при этом не должна выходить за пределы эксплуатационной.

При выводе самолета из штопора необходимо всегда отклонять руль направления против штопора раньше, чем руль высоты. При обратной последовательности самолет может не выйти из штопора.

 

Сваливание возникает только на околокритических, а штопор – только на закритических углах атаки самолета.

Штопором называется непроизвольное движение самолета по крутой спиралевидной траектории малого радиуса в режиме авторотации (при закритических углах атаки самолета, с одновременным вращением его относительно всех трех осей). Немедленно не парируемое без уменьшения угла атаки из-за частичной, а иногда даже практически полной потери управляемости самолета, и характеризуемое значительным усложнением условий ориентировки пилота. Вращение самолета по сложной траектории вызвано авторотацией крыла.

Рис. 12. Штопор однодвигательного самолета

 

Авторотацией или самовращением крыла самолета называется аэродинамическое явление, возникающее под действием набегающего на самолет потока воздуха (при закритических углах атаки самолета) из-за асимметрии в распределении областей срыва потока по крылу и проявляющееся в виде самопроизвольного вращения самолета (в первую очередь относительно его продольной оси) в результате появления начальной ненулевой угловой скорости крена после сваливания.

Сущность самовращения (рис. 13) в том, что у опускающего крыла угол атаки увеличивается, а подъемная сила (Yа) уменьшается, но лобовое сопротивление увеличивается. Одновременно с этим у поднимающего крыла угол атаки уменьшается, но подъемная сила (Yа) увеличивается, а лобовое сопротивление уменьшается. Разность подъемных сил крыльев вращает самолет относительно продольной оси, а разность сил лобового сопротивления вращает его относительно вертикальной оси.

В зоне самовращения, при наличии на самолете избыточного кабрирующего момента, происходит самопроизвольное увеличение угла атаки. При этом самолет из крутого штопора начинает переходить в плоский, так как меняется характер вращения самолета, а именно из-за уменьшения Yₐ подъемной силы, затухает вращение относительно продольной оси и значительно усиливается относительно вертикальной оси из-за увеличения лобового сопротивления.

 

Рис. 13. График зависимости поперечной устойчивости от углов атаки

При штопоре траектория движения ЦТ самолета близка к вертикали, поэтому вертикальная составляющая Rв полной аэродинамической силы приблизительно равна силе лобового сопротивления Ха, а горизонтальная составляющая Rг равна подъемной силе Уа. Таким образом, при установившемся штопоре сила лобового сопротивления уравновешивает вес самолета, а подъемная сила является силой, искривляющей траекторию движения самолета.

Штопор подразделяется: по виду на нормальный и перевернутый; но углу наклона продольной оси самолета к горизонту – на крутой и плоский; по характеру – на установившийся и неустановившийся, устойчивый и неустойчивый.

При крутом штопоре угол наклона продольной оси к горизонту
более 45º, при плоском – менее 45º. При устойчивом штопоре (даже при неустановившемся характере вращения) нет тенденции к переходу самолета в штопор обратного направления. При неустойчивом штопоре самолет может самопроизвольно переходить из штопора одного направления в штопор другого направления.

Траектория штопора – это спираль с радиусом, соизмеримым с
размахом крыла (1-5 м). Шаг этой спирали колеблется в пределах 150-200 м. Быстрое вращение самолета в штопоре связано с явлением самовращения (авторотации) крыла. Рассмотрим природу этого явления. Предположим, что крыло движущегося со скоростью V самолета вращается вокруг продольной оси с угловой скоростью (рисунок 13). При таком вращения крыла происходит изменение углов атаки вдоль размаха. Как видно из рисунка, углы атаки опускающегося крыла будут больше, чем углы атаки поднимающегося.
    Такое изменение углов атаки в докритической области сопровождается появлением мощного демпфирующего момента, препятствующего вращению.

    Иная картина получается при вращении крыла на на закритических углах атаки. В этом случае вращение, увеличивая угол атаки и вызывая срыв потока у опускающегося крыла, приведет к резкому падению коэффициента Суа, а соответственно и подъемной силы крыла. В результате, значение Суа у поднимающегося крыла (Супод) будет больше, чем у опускающегося.

 

 

Рис. 14. Картина обтекания крыла и распределения аэродинамических сил при самовращении крыла

Крыло будет вращаться с постоянной угловой скоростью. Самопроизвольное вращение крыла с постоянной yгловой скоростью называется самовращением. Возникновение срыва потока на опускающемся крыле сопровождается увеличением его лобового сопротивления, что кроме того, приводит к появлению момента М рыскания, стремящегося развернуть самолет в сторону опускающегося крыла.

Таким образом, если хотя бы одна половина крыла попадает в за критическую область, то у самолета появляется тенденция к самопроизвольному вращению вокруг продольной и вертикальной осей. т. е. тенденция к штопор.