CC BY
130
2006
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность
№ 97
КРАТКИЕ СООБЩЕНИЯ
УДК 629.735.015
ОСОБЕННОСТИ ПОЛЕТА САМОЛЕТА НА БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ
М.Г. ЕФИМОВА, И.А. КУБАКОВ, А.В. НАЙДЮК Статья представлена доктором технических наук, профессором Ципенко В.Г.
В статье приведен анализ особенностей и безопасности полета воздушных судов на больших углах атаки.
При изучении динамических свойств самолета на докритических углах атаки допускается независимое измерение параметров продольного и бокового движений. В этом случае установлено [1], что: отклонение элеронов вызывает кренение самолета в желаемом направлении с некоторой угловой скоростью, определяемой равенством поперечного демпфирующего момента поперечному моменту элеронов;
в процессе кренения, под действием спирального заворачивающего момента, самолет разворачивается в сторону, противоположную кренению, и у него создается скольжение на опускающееся полукрыло. И если это скольжение не убирается отклонением руля направления, то оно препятствует кренению самолета и уменьшает его угловую скорость вращения;
отклонение руля направления приводит к образованию скольжения, увеличению подъемной силы у полукрыла, выдвинутого вперед, и возникновению поперечного момента. При этом наибольший момент крена от скольжения всегда меньше наибольшего момента крена от элеронов, и пилот, независимо от угла скольжения, может накренить самолет элеронами в любую сторону, т.е. на докрити-ческих углах атаки момент крена от элеронов всегда преобладает над моментом крена от руля направления;
изменение угла атаки самолета за счет отклонения руля высоты сопровождается изменением подъемной силы, причем, с ростом угла атаки подъемная сила увеличивается, а с уменьшением -снижается. В соответствии с этим в прямолинейном полете при увеличении угла атаки надо уменьшать скорость и осуществляется это без каких-либо неблагоприятных проявлений в поведении самолета.
Однако при полетах на больших углах атаки (БУА), которые приближаются к критическим, и особенно на закритических углах атаки, взаимозависимость продольного и бокового движений настолько велика, что их раздельное рассмотрение приводит к очень большим ошибкам [2, 3]. Причиной тому является особое проявление на БУА аэродинамических, инерционных и кинематических перекрестных связей, когда:
тормозящее (демпфирующее) действия крыльев при кренении ослабевает и даже пропадает; при кренении самолета у него появляется тенденция заворачиваться в сторону крена; момент крена от скольжения начинает преобладать над моментом крена от элеронов; увеличение угла атаки требует для прямолинейного полета возрастания скорости полета.
Все эти особенности поведения самолета на БУА являются результатом иных, чем на докритиче-ских углах атаки, законов изменения нормальной и продольной аэродинамических сил, когда на верхней поверхности крыла происходит отрыв пограничного слоя, приводящий к его самовращению [1, 2].
Углы атаки в полете строго регламентированы правилами летной эксплуатации того или иного типа самолета, поэтому выход самолета на БУА, а тем более закритические углы атаки возможен лишь как непреднамеренный, обусловленный непредвиденными обстоятельствами: попадание самолета в восходящий порыв воздуха, в спутную струю впереди летящего самолета, во взрывную волну, при отказе в работе указателя скорости, интенсивном обледенении, ошибках в пилотировании и т.д.
О приближении самолета к БУА экипаж располагает достаточно большим количеством оперативной информации (приборная скорость, углы атаки и тангажа, положение штурвала и т.д.). При
этом он пользуется, или естественным горизонтом в визуальном полете, или искусственной информацией по авиагоризонту или указателю поворота и скольжения. Но у каждого типа самолета есть свои индивидуальные признаки приближения к БУА: тряска штурвала (естественная или искусственная), покачивания по крену, колебания по курсу и т.п.
Среди дублирующих предупредительных средств приближения к БУА следует указать следующие [3]:
принудительная тряска штурвала;
принудительная импульсивная (в виде толчков) дача штурвала "от себя";
световая, звуковая и тактильная информация.
Так, например, на самолете Ту-204-120 максимальным эксплуатационным углом атаки, который зависит от числа Маха и положения закрылков, является угол адоп = 10° (см. табл. 1) [4].
Таблица 1
Зависимость а доп = f (М)
М 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,85
а доп 10 10 10 10 8.5 7 6 5.5 4
Допустимый угол атаки индицируется на КПИ (комплексный пилотажный индикатор).
Вывод самолета на углы атаки, превышающие адоп (или допустимую эксплуатационную перегрузку ny доп), требует применения повышенных усилий, затем на самолете появляется слабо заметная тряска за счет срыва потока на крыле. Летные испытания показали, что срыв потока зарождается в средней части крыла в результате проведенных конструктивных мероприятий (геометрическая и аэродинамическая крутки) и удачной подборки профилей. Индикация выхода самолета на опасные режимы следующая: тональный сигнал ГАИ, появление надписи "апред", "ny пред " и мигающая стрелка. При этом необходимо уменьшить угол атаки, отдав штурвал от себя.
Маневр в вертикальной плоскости ограничивается допустимой перегрузкой ny max доп = +2,0. Если, не обращая внимания на сигнализацию, продолжать увеличивать угол атаки, то зоны срыва расширяются, тряска усиливается, а угол атаки достигает своего критического значения акр = 20° - 21° (см. рис. 1), соответствующий срыву потока по всей поверхности крыла и режиму сваливания. Сваливание - это движение самолета по крену, тангажу или курсу с угловыми скоростями wx > 6 °/с. Скорость сваливания зависит от коэффициента cy max = 1,34. При массе самолета Ту-204-120 90 т, скорость сваливания равна 287 км/ч. При массе самолета 103 т скорость сваливания равна 310 км/ч [4].
Рис. 1
ЛИТЕРАТУРА
1. Динамика полета транспортных летательных аппаратов: под ред. А.Я. Жукова. - М.: Транспорт, 1996. - 326 с.
2. Пашковский И.М. Устойчивость и управляемость самолета. - М.: Машиностроение, 1975. - 328 с.
3. Васильченко К.К., Леонов В.А., Пашкрвский И.М., Поплавский Б.К. Летные испытания самолетов. - М.: Машиностроение, 1996. - 719 с.
4. Ципенко В.Г., Бехтир В.П., Ефимова М.Г., Стариков Ю.Н. Практическая аэродинамика самолетов Ту-204-120 и Ту 204-120С. - М.: МГТУ ГА, 2005. - 128 с.
THE PLANE FLIGHT SPECIALTIES IN LARGE ATTACK ANGLES
Efimova M.G., Kubakov I.A., Naidyuk A.V.
The analyze of air vehicle flight specialties and safety in the large attack angles are presented.
Сведения об авторах
Ефимова Марина Григорьевна, окончила МГТУ им. Н.Э.Баумана (1993), кандидат технических наук, доцент кафедры аэродинамики, конструкции и прочности летательных аппаратов МГТУ ГА, автор более 20 научных работ, область научных интересов - аэродинамика, эффективность транспорта.
Кубаков Иван Атанасович, гражданин Болгарии, окончил магистратуру МГТУ ГА на кафедре аэродинамики, конструкции и прочности летательных аппаратов (2005), область научных интересов - летная эксплуатация и безопасность полетов воздушных судов.
Найдюк Андрей Васильевич, 1966 г.р., окончил МГТУ ГА (2002), соискатель кафедры аэродинамики, конструкции и прочности летательных аппаратов, преподаватель Военной кафедры МАИ, область научных интересов - летная эксплуатация летательных аппаратов.
