| |
Рис. 8. Ил 62M (1970, СССР).
Рис. 9. Ил-86 (1976. СССР).
самовращение аэродинамическое — возникает на закритических углах атаки в
результате потерн самолётом аэродинамического демпфирования крена из-за
асимметрии в распределении областей отрыва потока по крылу. Самопроизвольное
вращение (в основном относительно продольной оси) вызывается появлением
начальной скорости крена, например после сваливания. Природу аэродинамического
момента, приводящего к вращению самолёта, можно понять, анализируя зависимость
коэффициента подъёмной силы cy (см. Аэродинамические коэффициенты) от угла
атаки {{?}} (рис. 1). При кренении самолёта консоль крыла, идущая вниз, имеет
большие углы атаки, чем идущая вверх. На докритических углах cy < cy max, а
dcy/d{{?}} > 0, увеличение а приводит к возрастанию подъёмной силы, а
уменьшение — к её убыванию. В результате возникает демпфирующий момент крена,
направленный против вращения. При углах атаки больше критического {{?}}кр,
когда наклон кривой cy({{?}}) меняется на противоположный (диапазон развития по
крылу областей отрыва потока), на консоли крыла, идущей вниз, происходит
уменьшение подъёмной силы, а на консоли, идущей вверх, — увеличение, и вместо
демпфирующего момента возникает раскручивающий момент, стремящийся увеличить
скорость крена. Асимметрия расположения областей отрыва потока по крылу,
обусловленная появлением скорости крена, в свою очередь способствует её
дальнейшему увеличению. Большая часть момента С. создаётся на самолёте крылом,
хотя и другие его части при возникновении на них срыва потока могут
способствовать вращению.
На рис. 2 приведены примерные зависимости аэродинамического момента M{{?}}
относительно оси вращения самолёта от безразмерной угловой скорости {{?}} =
{{?}}l/2V (где {{?}} — скорость крена, l — размах крыла, V — скорость полёта),
определяющей изменение угла атаки на концах крыла, для трёх различных значений
{{?}}. На докритических углах атаки демпфирующий момент практически
пропорционален {{?}}. На околокритических углах атаки ({{? ~ ?}}кр) при
возникновении небольшой угловой скорости появляется положит, момент,
усиливающий вращение. При дальнейшем увеличении угловой скорости
аэродинамический момент меняет знак. Значение {{?}}, соответствует устойчивому
режиму С. На закритических углах атаки ({{?}} > {{?}}кр) существует диапазон
{{?}} < {{?}}2, где сохраняется демпфирование. Превышение {{?}}2 приводит к
попаданию в устойчивый установившийся режим С. с угловой скоростью {{?}}3.
Существенное влияние на возможность существования С. оказывает скольжение.
Условие баланса раскручивающего и демпфирующего аэродинамических моментов
(M{{?}} = 0), наряду с условием балансировки самолёта по тангажу, является
одним из необходимых условий для существования режима установившегося штопора.
У манёвренных самолётов со стреловидным (в том числе треугольным) крылом потеря
аэродинамического демпфирования крена, связанная с асимметричным отрывом потока
с правой и левой консолей крыла, на околокритических углах атаки, например при
выполнении виражей, может привести к установлению автоколебаний по крену,
воспринимаемых лётчиком как покачивание самолёта с крыла на крыло. Эти
автоколебания, как правило, предшествующие сваливанию, при значительной их
амплитуде могут серьёзно усложнить пилотирование самолёта.
С. часто называют авторотацией крыла.
Лит.: Котик М. Г., Динамика штопора самолета, М., 1976.
М. Г. Гоман
Рис. 1. Возникновение демпфирующего (а) и раскручивающего (б) моментов при
самовращении. Стрелками показано направление вращения и распределение подъёмной
силы по крылу.
Рис. 2.
самовыключение двигателя, заглохание двигателя, — непреднамеренная остановка
(выключение) двигателя без команды пилота. С. д. характеризуется более резким
по сравнению с управляемым процессом изменением режима работы и более глубоким
изменением параметров по сравнению с их значениями на режиме авторотации
двигателя. Причиной С. д. являются отказы, например топливной системы,
неисправности системы автоматического регулирования и других систем двигателя,
а также функциональные отказы, связанные с недостаточными запасами устойчивой
работы отдельных элементов силовой установки (воздухозаборника, компрессора,
основной и форсажной камер сгорания) или воздействием внешних возмущений,
климатических и атмосферных факторов, превышающих допустимый по техническим
условиям уровень.
Потеря устойчивости при функциональных отказах может вызываться помпажами
воздухозаборника, вентилятора или компрессора (см. Помпаж двигателя),
погасанием основной или форсажной камер сгорания. Вследствие газодинамической
связи между всеми элементами в газотурбинном двигателе потеря устойчивости в
одном из элементов может вызвать потерю устойчивости в остальных элементах
двигателя. Для предотвращения потери устойчивости и восстановления исходного
режима после самовыключения двигатели оборудуются системами защиты, которые
могут предотвращать потерю устойчивости путём кратковременного повышения
запасов устойчивости работы в определенных условиях эксплуатации или (и)
восстанавливать исходный режим работы по сигналу от специального устройства.
Сигнализаторы потери устойчивости двигателя оценивают процесс С. д. по
изменению параметров, характеризующих появление обратных токов, например в
тракте компрессора, степени ионизации рабочего тела и его свечению или по
скорости изменения частоты вращения ротора двигателя, давления рабочего тела в
потоке по тракту двигателя и т. п. В военной авиации принимаются также меры по
предотвращению С. д. вследствие попадания в него газов при стрельбе из пушек и
|
|
