Популярно о штопоре

Размещено на http://www.allbest.ru/

УДК 656.7.01:001.89

Учебно-методическое пособие

КОНСПЕКТ ЛЕКЦИИ «ПОПУЛЯРНО О ШТОПОРЕ»

(Всё, что Вы хотели узнать о штопоре, но…стеснялись спросить)

Исполнитель:

К.т.н., доцент В. Тихонов

подпись, дата

Ахтубинск 2010

Реферат

стр. - 15, илл. _ 1, таблиц нет, ист. _ 3, приложение - 1.

Штопор самолета, сущность штопорного движения, перекрестные аэроинерционные связи, методы вывода из штопора.

Цель работы - в наиболее простой и наглядной форме описать сущность штопорного движения самолета и дать обоснование методов вывода из него. Для слушателей учебно-летного и учебно-методического отделов вч 18374, летчиков и курсантов летных учебных заведений. Текст излагается с применением криптограмм, т.е. специальных обозначений, а также обозначений, принятых в учебной и нормативной литературе по авиации [1-3].

Рекомендуется для использования в учебном процессе в войсковой части 18374 и летных учебных заведений РФ.

Содержание

Обозначения и сокращения

Введение

1. Определения

2. Сущность штопорного движения

3. Методы вывода из штопора - физическая сущность

4. Методы вывода из нормального штопора

5. Методы вывода из перевернутого штопора

Заключение

Приложение

Список литературы

Обозначения и сокращения

	- угол атаки;
	_ угол отклонения соответствующей рулевой поверхности;
БУА	_ большие углы атаки;
	угол тангажа;
щх, щу, щz	- угловые скорости относительно связанных осей ОХ, ОY, OZ;
?	- суммарная угловая скорость вращения самолета;
Fцб	- центробежная сила;
Мz инерц	- инерционный момент относительно оси OZ;
Мx инерц	- инерционный момент относительно оси OX;
Мy инерц	- инерционный момент относительно оси OY;
Jx, Jy, J,z	_ моменты инерции относительно осей ОХ, ОY, OZ.;
Маэрод	_ аэродинамический момент;
!	_ мнемосимвол, означающий «важно, обратить внимание»;
^	_ мнемосимвол, означающий «увеличение», «большой», «возрастающий»;
v	-мнемосимвол, означающий «уменьшение», «малый», «уменьшающийся»;
	_ мнемосимвол, означающий «следует»;
-	_ мнемосимвол, означающий соответствие;
ГП	_ горизонтальный полет;
ЛА	- летательный аппарат;
НТД	_ нормативно-технические документы;
ПШР	_ противоштопорные ракеты;
РУС	_ рычаг (ручка) управления самолётом;
ШН	- штопор нормальный;
ШП	_ штопор перевернутый;
ШЛ	- штопор левый;
ШПр	_ штопор правый.

Введение

Данное методическое пособие предназначено для молодых летчиков и инженеров - слушателей Центра подготовки летчиков-испытателей вч 18374, а также летчиков строевых частей и курсантов летных учебных заведений. Пособие написано на основании опыта общения с курсантами и летчиками-инструкторами летного училища (в дальнейшем ставшего авиационным институтом летчиков), изложения лекционного материала слушателям ЦПЛИ как летного, так и вертолетного и штурманского отделений. В качестве основного типа самолета как пример рассматривается самолет Л-39, ставший воздушной партой для большинства действующих ныне летчиков.

Человек, как сказал Н.Е. Жуковский, «…полетит, опираясь не на силу своих мускулов, но на силу своего разума». С этой позиции с максимально доступной для автора простотой при соблюдении строгости и корректности излагаемого материала объясняется физическая сущность такого сложного явления динамики полета самолета, как штопор. Исходя из физических причин самого явления обосновываются возможные методы вывода самолета из штопора.

В приложении с достаточным уровнем строгости и общности рассказывается об инерционных моментах и перекрестных инерционных связях.

Автор выражает величайшую благодарность всем своим слушателям и менее опытным коллегам за «глупые» вопросы об особенностях поведения самолета на больших углах атаки вообще и в штопоре, в частности. Именно они побудили к написанию этого пособия, надеюсь полезного, для наших последователей.

1. Определения

Штопор - самопроизвольное пространственное движение самолета, обычно вращательное, при больших положительных (+) или отрицательных (-) углах атаки (), превышающих _{сваливания} (_с), обусловленное взаимодействием аэродинамических и инерционных сил и моментов.

Сваливание - это возникновение на БУА самопроизвольного расходящегося апериодического или колебательного движения самолета, не парируемого обычными методами пилотирования без уменьшения угла атаки, либо нерасходящихся колебаний со значительной амплитудой, возрастающей с увеличением угла атаки. По сути это - потеря устойчивости движения, - апериодическая либо колебательная. Главными факторами, обуславливающими сваливание и развитие штопорного движения являются большие углы атаки и/или скольжения.

Обычно штопор развивается в результате сваливания самолета и начала неуправляемого вращательного движения, если причины возникновения сваливания своевременно не устранены. Причиной вращательного движения является авторотация, т.е. отсутствие демпфирования, или наличие «неустойчивых» аэродинамических моментов.

Классификация штопоров (по действующим НТД).

1) по знаку

Штопор нормальный (ШН) - движение при >0

Штопор перевернутый (ШП) - движение при <0

2) по направлению

Штопор левый (ШЛ) - вращение, когда внутреннее - левое
полукрыло.

Штопор правый (ШПр) - наоборот

3) по среднему значению (или угла тангажа ?_ср на установившемся режиме):

Штопор очень крутой - <40…35; (?<-(65…50))

Штопор крутой (пологий - реже) - 35…40<<60…70

(-(65…50)<?? <-(30…20))

Штопор плоский - >60…70 (?>-(30…20))

4) по характеру изменения параметров внутри витка:

Штопор равномерный - мгновенные значения угловых скоростей

щ_х, щ_у, щ_z ? const и ;

Штопор колебательный - мгновенные значения щ_i значительно отличаются от щ_{i средн} .

5) по изменению параметров от витка к витку:

Штопор установившийся - щ_{i средн} ? const от витка к витку

Штопор неустановившийся (нестационарный, с раскруткой, с замедлением) - щ_{i средн} - var (изменяется) от витка к витку.

6) по способности самолета находиться в режиме штопора в зависимости от положения органов управления (ОУ):

Штопор устойчивый - при х_i ? const щ_i ? const; или:

при изменении х_i щ_i меняются медленно (с ^ большим запаздыванием).

Здесь х_i: х_в - РУС по ?; х_э - РУС по ; х_н - педали;

Штопор неустойчивый - наоборот (т.е. самолет быстро реагирует на отклонение рулей (при х_i ? const щ_i - var …)

2. Сущность штопорного движения

Из определения штопора, в котором отражена суть явления, видно, что это неуправляемое движение с быстрой (до 150м/с) потерей высоты характеризуется взаимодействием аэродинамических и инерционных сил и моментов, действующих на самолет. Оно может быть прекращено при условиях:

а) - аэродинамические моменты демпфирования и устойчивости «побеждают».

б) 0

- инерционные моменты пропадают.

Основным и главным является условие а), но без выполнения условия б) бывает невозможно его выполнить, т.к. инерционные моменты действуют на . Поясним это.

Пусть палка на гвоздике прикреплена к оси вращения :

Видно, что при или и , причем он действует на . Т.е., если вместо палки на гвоздике представим самолет, а вместо оси - мгновенную ось вращения самолета, по которой направлена результирующая угловая скорость , то увидим, что при . Для самолета ц - это не что иное, как или (!), т.к. в штопорном движении вектор скорости и вектор очень близки к общей прямой (практически лежат на одной прямой).

Т.о., , чему может препятствовать только аэродинамический момент направленный на , если самолет аэродинамически устойчив в продольном канале:

,

где q - скоростной напор;

S - площадь крыла (18,8м² для Л-39);

b_a - САХ крыла (b_a=2150мм для Л-39).

Совокупность собственных аэродинамических моментов даже вместе с может быть меньше

(~ - знак пропорциональности, J_z -момент инерции самолета относительно оси Z).

Если продольная устойчивость самолета обеспечивается автоматикой, т.е. он имеет аэродинамически неустойчивую компоновку, то вся надежда только на эффективное продольное управление - M_z(д_в).

Инерционный момент:

Откуда взялась эта формула, написано в Приложении. Из неё видно, что максимальное значение инерционный момент имеет при угле атаки 45 градусов, что интуитивно понятно.

3. Методы вывода из штопора - физическая сущность

Итак, чтобы прекратить штопор необходимо создать условие:

.

Это может быть достигнуто либо , либо , либо и тем, и другим. Тогда мы v и перейдем на режим обтекания самолета, обеспечивающий демпфирование и остановку вращения, и, значит, управляемое движение, что и требуется (будем иметь в виду, что при этом желательно иметь запас высоты Н, чтобы разогнаться и вывести самолет в ГП из пикирования - в худшем случае отвесного).

Если штопорное движение характеризуется относительно малыми (||<30…40), а эффективность органов управления по тангажу на этих углах ещё сохраняется, то можно:

, т.е. отклонить х_в на

станет больше М_z ин, и затем, в результате естественного демпфирования прекратится вращение.

Замечаю! Это и для ШН и ШП, только при ШН должно быть в (+) - т.е. «на пикирование», а при ШП должно быть в (-) - «на кабрирование», точнее - наv абсолютной величины .

!Но! Если самолет как следует раскрутить - , то и этого может оказаться недостаточно Поэтому, помни: не раскручивай самолет!!

Простейшие методы вывода из штопора основаны на использовании резервов аэродинамической эффективности при обычном стереотипе (способе) управления: для v - РУС «от себя» и т.д.

Если аэродинамической эффективности органов управления в продольном канале не хватает, необходимо .

Очевидно: уменьшение щ_у приводит к уменьшению угла атаки (см. рисунок):

Примечание

Рисунок - для ШН. Рисунок для ШП аналогичный, только <0. попробуй нарисовать сам.

Уменьшив , мы v и в то же время : : ₂<₁

Вывод: ногу всегда надо давать против вращения (и в ШН и ШП).

Но эффективности руля направления может не хватать (нарисуй сам картинку в плоскости ZOX - увидишь, что действует на и ). И здесь все аналогично с продольным каналом.

Где взять ещё добавок , чтобы ?

Ответы:

а) изменить условия обтекания РН, чтобы ;

б) использовать от органов поперечного управления;

в) использовать несимметричную тягу против вращения; (!! Осторожно, это только для 2-х (и более)-двигательных ЛА - МиГ-29, Су-27 и т.п. - и !! при условии, что силовая установка на , т.е. в штопоре, работает устойчиво).

Все эти способы используются:

а) РН в срывной зоне,

Т.е., если взять РУС «на себя», эффективность руля направления повышается.

(Аналогичный эффект может быть достигнут отклонением элеронов, если они по всему размаху, т.е. если они флапероны или элевоны).

б) Наиболее распространенный метод для самолетов традиционной компоновки.

Из рисунков

видно, что на отклонение элерона даёт изменение больше, чем :

ВАЖНО! Чтобы в нужную сторону изменить М_у, нужно отклонить элероны в сторону вращения, т.е. «по штопору».

Тогда:

;

Примечание: аналогичный эффекту отклонения элеронов - эффект дифференциального (т.е. в разные стороны) отклонения половин стабилизатора (используется на самолетах с дифференциально отклоняемым стабилизатором).

в) это вам, товарищи молодые летчики, ещё рано, это для летчиков-испытателей, которые умеют пользоваться ПШР, т.е. противоштопорными ракетами (если хочешь, найди про это в книгах). По сути - то же самое, что и отклонение элеронов «по штопору», т.е. в сторону вращения. Создается тяговая несимметрия, направленная против вращения относительно оси ОY, т.е. «против штопора». А при замедлении и остановке вращения (_y 0) она устраняется, как правило, уменьшением оборотов двигателя, создающего повышенную тягу. В случае, если газодинамическая устойчивость силовой установки при больших величинах углов атаки и скольжения не обеспечивается, такой метод применять нельзя.

Возможны случаи, когда никакими способами невозможно создать аэродинамические моменты, превышающие моменты инерционные: штопор оказывается очень устойчивым динамическим состоянием. В таких случаях его возникновение в эксплуатации недопустимо, и при создании самолета должны быть предусмотрены эффективные меры предотвращения непреднамеренного попадания в условия, приводящие к развитию штопорного движения.

4. Методы вывода из нормального штопора

(Стандартные, большему номеру соответствует большая «сила», т.е. эффективность)

Их всего пять, но нормативные документы требуют, чтобы самолет, если может попадать в штопор, выводился первым или вторым методом. Т.е. если требуется 3-й, 4-й или 5-й - должны быть предусмотрены меры, не допускающие непреднамеренное попадание в штопор

Используется только эффективность руля высоты (РВ) и устраняются возмущающие факторы в боковом канале.

Попросту: «всё в нейтраль», точнее: в балансировочное положение для ПГП на V>Vсв на 20…30%. Штопор прекращается только за счет уменьшения угла атаки, происходящего благодаря воздействию собственного аэродинамического момента в продольном канале.

Используется эффективность РВ () и РН: за счет , т.к. руль направления отклонен «против штопора», после полной остановки вращения РН - «в нейтраль» , т.е. в балансировочное положение, соответствующее в?0.

После от РН и , создается дополнительный М_{z пик} на от РВ. Отклонение РУС "от себя" иногда до полного, но опасно: можно "перескочить" в ШП. Поэтому РУС "от себя" - "несколько за нейтраль", и только если за 5…6с б не v, "от себя" "до упора".

№4 и №5 используют отклонение РУС по крену и связаны с нетрадиционным взятием РУС "на себя" для создания условий обтекания РН и/или повышения эффекта дифференциального отклонения половин стабилизатора (для ). штопор сваливание инерционный

Они на Л-39 не применяются.

5. Методы вывода из перевернутого штопора

Здесь всё по сути так же, как и при нормальных штопорах, из рисунков должно быть понятно:

№3 на Л-39 не применяется. Его отличие от №2 - "на себя" вплоть до .

Заключение

Теперь должно быть понятно, что из штопора можно спокойно выходить. Но это только если «соображалки» хватает понять, какой он, когда на тебя действуют огромные угловые и линейные ускорения. А это приходит с опытом и тренировкой. И ещё, нужен запас высоты, и побольше. Ещё следует иметь в виду, что некоторые самолеты в принципе не могут быть выведены из определённых видов штопора, например, плоского, т.е. характеризующегося очень большой угловой скоростью щ_y и большими углами атаки. В этом случае выход один - катапультироваться.. Лучше всего, конечно, в штопор не попадать, т.е. не допускать таких ошибок пилотирования.

Успехов!

Список литературы

1 Аэродинамика и динамика полета маневренных самолетов, (учебник для курсантов высших военных авиационных училищ летчиков) /Под ред. Лысенко Н.М. - М.: Военное издательство, 1984, 544 с.

2 ГОСТ 20058-80 Динамика летательных аппаратов в атмосфере. Термины, определения и обозначения.

3 Лекции для слушателей ЦПЛИ, - вч 18374, изд. 1990, 1993г.

Приложение

(для продвинутых)

Об инерционных моментах и перекрестных инерционных связях.

У современных летательных аппаратов при движении с большими угловыми скоростями вращения существенное влияние на динамику могут оказать перекрестные инерционные связи, определяемые распределением масс летательного аппарата.

Природа появления этих перекрестных связей объясняется следующим.

Представим распределение масс в летательном аппарате схематически четырьмя сосредоточенными массами (рисунок 1). Для примера рассмотрим случай в плоскости Ox₁z₁ . Тогда моменты инерции летательного аппарата относительно осей Ox₁ и Oy₁ определяются следующими выражениями:

Из (*) видно, что

Этот вывод достаточно строгий, если представить самолет как совокупность очень большого количества сосредоточенных масс m_i с соответствующими координатами (x_i, y_i, z_i)

Предположим, что рассматриваемый нами летательный аппарат вращается вокруг вектора скорости с угловой скоростью щ. В качестве примера рассмотрим определение момента относительно оси Oy, появляющегося при вращении аппарата вокруг оси, не совпадающей с главными осями инерции (Рисунок 1).

Рисунок 1

Будем этот момент называть инерционным. Проекции угловой скорости щ на связанные оси Ox₁ и Oz₂ соответственно равны

щ_x= щcosв; щ_z= щsinв.

С учетом обозначений Рисунка 1 можно следующим образом определить центробежную силу инерции, появляющуюся при вращении массы m₁ с угловой скоростью щ

И соответственно момент, создаваемый ею, относительно оси Q_y1

Аналогично можно определить инерционный момент, создаваемый массой m₃:

Имея в виду, что инерционные моменты масс m₃ и m₄ противоположно направлены инерционным моментам масс m₁ и m₂ , можно записать суммарный инерционный момент летательного аппарата относительно оси Oy₁ в следующем виде:

Принимая во внимание связи (*) получим следующее выражение инерционного момента относительно оси Oy₁ , появляющегося при вращении летательного аппарата вокруг вектора скорости с угловой скоростью щ:

Аналогично можно получить выражения инерционных моментов M_{z ин}, M_x ин:

.

Как видно, эти моменты, определяющие инерционные перекрестные связи, пропорциональны произведению угловых скоростей на разности моментов инерции:

(I_y - I_z), I_z - I_x) и (I_x - I_y).

Из рассмотрения выражений инерционных моментов следует, что эти моменты появляются при вращении самолета одновременно вокруг двух осей, а действуют вокруг оси, перпендикулярной им. Так, например, инерционный момент M_{y ин} возникает при наличии вращения самолета вокруг осей Ox₁ и Oz₁, а действует вокруг оси Oy₁. Отсюда можно сделать вывод, что действие рассматриваемых инерционных моментов аналогично действию гироскопических моментов.

В отличие от восстанавливающих (стабилизирующих) моментов, обеспечивающих возвращение летательного аппарата к исходному режиму полета, инерционные моменты являются дестабилизирующими, стремящимися увести аппарат от исходного режима. В самом деле, при увеличении угловой скорости вращения щ возрастают M_{y ин} и M_{z ин,} которые действуют в сторону увеличения углов скольжения и атаки соответственно. При некоторой угловой скорости вращения эти моменты могут стать больше аэродинамических восстанавливающих моментов, и летательный аппарат может потерять либо путевую, либо продольную устойчивость.

Изменение аэродинамической компоновки современных летательных аппаратов, связанное с применением тонких крыльев малого удлинения, привело к тому, что массы летательного аппарата в основном располагаются по длине фюзеляжа. Вследствие этого моменты инерции относительно осей Oy₁ и Oz₁ по сравнению с моментом инерции относительно оси Ox₁ возросли в несколько раз. Так, если у дозвуковых самолетов отношение моментов инерции и составляло 2…4, то у сверхзвуковых самолетов, снабженных крыльями малых удлинений, оно увеличилось до 10...15 и более.

Такое изменение инерционных характеристик современных летательных аппаратов сопровождается увеличением разностей (I_z - I_x) и (I_y - I_x), что влечет за собой увеличение инерционных моментов M_{y ин} и M_{z ин.} Последнее приводит к уменьшению угловых скоростей щ, при которых наблюдается потеря путевой или продольной устойчивости. Заметим, что этому может способствовать также неблагоприятное изменение аэродинамических характеристик на некоторых режимах полета (например, уменьшение путевой устойчивости m_y^в на сверхзвуковых скоростях и больших углах атаки).

Таким образом, изменение аэродинамической компоновки современных летательных аппаратов сопровождается усилением влияния инерционных перекрестных связей. Поскольку инерционные перекрестные связи пропорциональны угловым скоростям вращения аппарата, то их влияние на динамику движения проявится прежде всего при энергичном маневрировании.

Размещено на Allbest.ru