- •2. ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ
- •2.1.2. Аэродинамические характеристики крыла
- •2.1.3. Равновесие самолета
- •2.1.4. Устойчивость самолета
- •2.1.5. Управление самолетом в полете
- •2.7.5.1. Обеспечение продольной управляемости самолета
- •2.1.5.4. Неустойчивый режим полета (штопор)
- •2.2. Основы конструкции самолета
- •2.2.1. Основные составные части самолета
- •2.2.1.1. Крыло
- •2.2.2. Классификация самолетов
- •2.2.2.1. Гражданские самолеты
- •22.4.3. Автожир
- •2.2.47. Космические летательные аппараты
- •Контрольные вопросы
- •3. ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ УСТАНОВКИ ЛА
- •3.1. Поршневые двигатели внутреннего сгорания как силовые установки ЛА
- •3.2. Классификация реактивных двигателей
- •3.3. Принцип работы турбореактивного двигателя (ТРД)
- •3.3.1. Преимущества ТРД перед поршневой СУ
- •3.3.3. Энергетические превращения и изменение параметров рабочего тела по тракту ТРД
- •3.3.4. Вывод формулы для определения тяги ТРД
- •3.4. Основные параметры ТРД
- •3.5. Области применения реактивных двигателей
- •3.6. История развития авиационных ВРД
- •3.7. Идеальный цикл ТРД
- •3.7.1. Сущность второго закона термодинамики
- •3.7.2. Условия и диаграммы идеального цикла
- •3.7.3. Работа идеального цикла
- •3.7.4. Термический КПД идеального цикла
- •3.8. Характеристика ВРД различных типов
- •3.8.1. ТРД с дополнительным подогревом воздуха (ТРДФ)
- •3.8.2. Двухвальный ТРД
- •3.8.3. Двухконтурный ТРД (ТРДД)
- •3.8.5. Прямоточные ВРД (ПВРД)
- •3.9. Наземное применение авиационных газотурбинных двигателей
- •3.11. Ракетные двигатели (РД)
- •3.11.1. Классификация РД по источнику энергии
- •3.11.1.1. Создание тяги в химическом РД
- •3.11.1.2. Расходный комплекс РД
- •3.11.1.2. Тяговый комплекс РД
- •3.11.2. Ракетные топлива
- •3.11.2.2. Твердые ракетные топлива (ГРТ)
- •3.11.3. Жидкостные ракетные двигатели (ЖРД)
- •3.11.3.1. Классификация ЖРД
- •3.11.4. Ракетный двигатель твердого топлива
- •Контрольные вопросы
- •БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК
2.1.5.4. Неустойчивый режим полета (штопор)
Штопор самолета - движение самолета по вертикальной нис ходящей спирали малого радиуса при больших углах атаки а. Штопор возникает при потере скорости на больших углах атаки. При увеличении а > Окр начинается срыв' потока с верхней части профиля крыла и его подъемная сила резко падает. Причем из-за возникновения несимметричного обтекания самолета на больших углах атаки срыв начинается сначала на одной консоли крыла, подъемная сила этой консоли падает, и самолет «заваливается» (кренится) с последующим «сваливанием в иггопор».
Рефлекторная попытка пилота вывести самолет из штопора отклонением элеронов против вращения только усугубляет ситуа цию, так как на закритических углах атаки элероны из-за возни кающих моментов рыскания дают обратную реакцию самолета, вместо привычной для пилота. В результате возможен переход са молета в режим более интенсивного вращения.
Каждый тип самолета может иметь свои индивидуальные осо бенности вывода из штопора. Для устойчивых самолетов при дос таточном запасе высоты полета самый простой способ вывода из штопора - это перевод всех рулей в нейтральное положение. При прекращении штопора следует перейти к обычной манере пи лотирования. Для более энергичного вывода самолета из штопора можно повернуть руль направления против вращения.
Наибольшую опасность штопор представляет для скоростных маневренных самолетов с малым запасом устойчивости, у которых снижение происходит со скоростью 80-100 м/с, и за один виток высота может уменьшиться на 0,5-1 км. Даже при своевременно принятых мерах по энергичному выводу из штопора необходимо помнить, что собственно выход самолета из штопора будет сопро вождаться потерей высоты еще на 1-2 км. При этом должен еще остаться запас высоты для вывода самолета из крутого пикирова ния и разгона самолета до скоростей, достаточных для горизон тального полета. Таким образом, попытки вывода самолета из штопора можно предпринимать до высот 4-5 км, на меньших
высотах необходимо принимать экстренные меры к спасению экипажа.
Учитывая высокую опасность штопора, попадание пассажир ских и других неманевренных самолетов в режимы штопора ис ключаются специальными ограничителями углов атаки.
2.2.Основы конструкции самолета
2.2.1.Основные составные части самолета
Любой самолет состоит из планера, силовой установки и бор тового оборудования.
Состав планера:
•крыло - характеризуется формой и площадью крыла в плане, размахом, хордой, толщиной и формой профиля; конструктивно силовой схемой;
•фюзеляж - характеризуется длиной, площадью миделя, объемом, формой поперечного сечения, конструктивно-силовой схемой;
•оперение (с рулями, цельно-поворотное, функциональное);
•шасси (колесное, лыжное, поплавковое).
Состав силовой установки:
•авиационный двигатель с системами, обеспечивающими его работу - предназначен для приведения в движение ЛА (поршне вые, воздушно-реактивные, ракетные);
•движитель - предназначен для создания реактивной тяги пу тем отбрасывания воздуха со скоростью, которая больше скорости набегающего потока (воздушный винт, несущий винт вертолета).
Состав бортового оборудования:
•энергетическая система - предназначена для получения, рас пределения и питания энергией потребителей ЛА;
•пилотажно-навигационное и радиоэлектронное оборудова ние - предназначено для решения задач навигации и управления ЛА (определение пилотажно-навигационных параметров, опреде ление отклонений от заданной траектории полета, формирова ние команд управления движением центром масс на заданной