Авиация Второй мировой
На главнуюПоиск на сайтеEnglish
 
Техническое описание РТЭ и РЛЭ Оборудование

ШТОПОР

а) СРЫВ В ШТОПОР.

Срывы в штопор производились на высоте 5200 м (17000 фут) с горизонтального полета, набора высоты, планирования и с фигур высшего пилотажа.

I. С горизонтального полета при задросселированном моторе ( n = 1100-1200 об/мин).

Срыв в левый штопор.

При плавном выбирании ручки на себя и при педалях, отклоненных на величину, необходимую для поддержания прямолинейности полета, самолет, на скорости 160-165 км/час (100-103 миль/час ) по прибору, опускает нос, сваливается на левое крыло и сразу переходит в штопор.

При резком выбирании ручки полностью на себа и при педалях, отклоненных на величину, необходимую для поддержания прямолинейности полета, самолет немного приподнимает нос, затем энергично сваливается на левое крыло, опускает нос и переходит в левый штопор.

Самолет, при подходе к критическим углам атаки, как при плавном, так и при резком выбирании ручки, не предупреждает о предстоящем срыве. Срыв в левый штопор происходит внезапно.

Дача левой ноги на полхода педали и доотказа при любом темпе выбирания ручки приводит в первом случае к еще более быстрому, а во втором - к моментальному срыву в штопор.

Срыв в правый штопор.

В правый штопор, при плавном и резком выбирании ручки на себя и при нейтральных педалях, самолет не входит.

Дача правой ноги вперед на полхода педали, при ручке, выбранной на себя до потери скорости, приводит к медленному сваливанию самолета в правый штопор. Перед сваливанием самолет делает одно-два покачивания с крыла на крыло и затем уже входит в правый штопор.

Дача правой ноги доотказа, этот процесс входа в штопор несколько сокращает, но характер его остается тем же.

Потеря высоты на срыв в правый или левый штопор и вывод из срыва в случае немедленной дачи рулей на вывод составляет 300-400 м ( 1000-1300 фут).

2. На наборе высоты при полном газе мотора ( n = 2850 об/мин).

При уменьшении скорости набора до 130 км/час (80 м/час) по прибору, самолет срывается в левый штопор.

3. На планировании, при задросселированном моторе ( n = 1100-1200 об/мин).

Самолет сваливается в левый штопор: с убранными шасси и щитками при уменьшении скорости планирования до 170 км/час (105 миль/час) по прибору, с выпущенными шасси и щитками при уменьшении скорости планирования до 160 км/час ( 100 миль/час) по прибору.

4. При выполнении левого виража.

При перетягивании ручки на вираже самолет стремится выйти из виража. При дальнейшем выбирании ручки, самолет сваливается в левый штопор.

При передаче левой ноги, самолет входит в крутую спираль и через 1/2 витка сваливается в штопор.

При одновременной передаче ноги и перетягивании ки, самолет охотно срывается в левый штопор.

5. При выполнении правого виража.

При перетягивании ручки самолет зарывает нос и входит в крутую спираль.

При передаче правой ноги самолет, сделав 1/2 витка спирали , входит в правый штопор.

При одновременной передаче ноги и перетягивании ручки самолет срывается в правый штопор. Срыв происходит менее энергично, чем при аналогичном действии рулей на левом вираже.

6. При выполнении правого и левого боевого разворота.

При перетягивании ручки самолет неохотно срывается в штопор и стремится выйти из крена.

При передаче ноги самолет стремится опустить нос и набрать скорость. При еще большей передаче ноги самолет срывается в штопор, причем при передаче ноги срыв происходит энергичнее, чем при перетянутой ручке.

При одновременной передаче ноги и перетягивании ручки самолет энергично срывается в штопор.

Во всех случаях срыв в правый штопор происходит менее охотно, нежели в левый.

7. При выполнении правого и левого одинарного переворота.

Малейшее запаздывание в даче рулей на вывод приводит к срыву самолета в штопор. При чрезмерном выбирании ручки на выходе из пикирования самолет покачивается с крыла на крыло и срывается в левый штопор.

8. При выполнении петли.

С перетягиванием ручки на подходе к верхней мертвой точке, на скорости 195 км/час (120 миль/час), самолет покачивается с крыла на крыло, а при еще большем перетягивании ручки самолет делает самопроизвольный иммельман и затем сваливается в левый штопор.

9. При выполнении иммельмана.

Запоздалое убирание ноги после переворота приводит к сваливанию самолета в штопор в сторону данной ноги на иммельмане. С перетянутой ручкой, при подходе к верхней точке, самолет сам выворачивается через левое крыло, после чего опускает нос и переходит в левый штопор.

10. При выполнении левого и правого двойного переворота через крыло на скорости 225-260 км/час (140-160 м/час).

Самолет после первого витка переворота опускает нос и продолжает вращение около вертикальной оси, т.е. начинает штопорить в сторону данной ноги на перевороте.

б) ШТОПОP.

Ввод в штопор производился на высоте 17000-18000 фут ( 5200-5500 м).Число витков штопора последовательно увеличивалось от одного до 2-х, 3-х, 4-х и 5-ти витков. В каждом полете производился штопор до заданного числа витков с различными комбинациями в отклонениях рулей на вводе и самом штопоре. Были произведены варианты штопора: для трех положений педалей (нейтрально, отклонены на полхода и на полный ход), для трех положений ручки (выбрана на себя до потери скор ост и до отказа и до промежуточного между ними, положения) и для трех положений элеронов (нейтрально, по штопору и против штопора).

1. Левый штопор с полностью выбранной на еебя ручкой и ногой, данной до отказа по штопору.

После дачи рулей на ввод, самолет накреняется влево и сразу же начинает разворот влево и опускать нос. В первой половине витка самолет увеличивает крен, опускает все ниже нос и ускоряет вращение вокруг вертикальной оси самолета.

Во второй половине витка крен уменьшается и к концу витка становится минимальным, а нос самолета поднимается до угла в 15-20° к горизонту. Составляющая угловой скорости по вертикальной оси самолета (wy) продолжает расти.

На втором витке поведение самолета такое же, на третьем витке режим штопора делается установившимся. Наступление установившегося режима штопора для данного самолета характеризуется тем, что величина составляющей угловой скорости по вертикальной оси самолета (wy) перестает возрастать, а величины остальных двух составляющих угловой скорости относительно осей самолета Х и Z ( wx и wz ) продолжают колебаться, но значительно меньше, нежели в первых 2-х витках штопора. Наклон продольной оси фюзеляжа к горизонту на установившемся режиме штопора равен 40-45°.

2. Правый штопор с выбранной полностью на себя ручкой и с ногой, данной по штопору доотказа.

После дачи рулей ва ввод, самолет после одного-двух небольших покачиваний с крыла на крыло, накреняется вправо и начинает медленно разворачиваться; нос самолета неохотно опускается. Затем все три составляющие угловой скорости быстро возрастают и самолет переходит в более крутой штопор, нежели при сваливании в левый штопор. Поднятие носа самолета к концу каждого витка и опускание его в первой половине следующего витка имеют также место, но колебания эти меньше, чем на левом штопоре. Установившийся режим правого штопора наступает несколько раньше левого и колебания составляющих угловой скорости ( wx и wz ) меньше соответствующих величин на левом штопоре. Наклон продольной оси фюзеляжа в установившемся штопоре равен 50-550.

Характер изменений составляющих угловых скоростей на левом и правом штопоре представлен ва фото №№ 4 и 5

3. Влияние отклонения руля высоты на режим штопора.

Величина отклонения руля высоты ва вводе в штопор и на самом штопоре оказывает влияние ва поведение самолета в штопоре / см. фото №№ 5 и 6/.

С недобранной ручкой штопор самолета неравномерный и долго не устанавливается. В течение 5-ти витков режим штопора практически не устанавливался и значения всех трех составляющих угловой скорости изменялись в больших пределах.

Режим штопора с добранной ручкой устанавливается быстрее. Угол наклона продольной оси фюзеляжа к горизонту на штопоре с добранной ручкой меньше, чем на штопоре с недобранной ручкой.

4. Влияние отклонения руля поворота на режим штопора.

Величина отклонения руля поворота заметного влияния на режим штопора не оказывает. Некоторое значение величины отклонения педали на вводе имеет лишь в начале первого витка штопора. Большее отклонение педали на вводе приводит к более быстрому началу вращения самолета вокруг вертикальной оси самолета.( wy возрастает на этом участке быстрее).

5. Влияние элеронов на режим штопора.

Отклонения элеронов как по, так и против штопора, на характер ввода самолёта в штопор и на режим штопора влияния не оказывают.

6. Усилия на рули и перегрузки на штопоре.

На штопоре возникают давящие усилия на ручку, причем усилия в случае недобранной ручки заметно меньше, чем при добранной ручке.

При даче ноги по штопору ощущается нагрузка до 10 кг. На установившемся режиме штопора нагрузки меньше.

За все время испытаний перегрузка на режиме штопора не превышала 2,5.

Прижимания летчика к бортам кабины на вводе в штопор, в процессе штопора и выводе, из штопора - не наблюдается.

в ) ВЫВОД САМОЛЕТА ИЗ ШТОПОРА.

Поведение самолета на выводе из штопора было проверено при различной последовательности в даче рулей на вывод:

1. Вначале нога против штопора, затем ручка от себя за нейтральное положение.

2. Одновременная дача рулей на вывод.

3. Вначале ручка от себя за нейтральное положение, затем нога против штопора.

Дача ноги против штопора приводит к заметному снижению составляющей угловой скорости вокруг вертикальной оси самолета та (wy уменьшается) и, одновременно, к опусканию носа самолета и увеличению скорости вращения вокруг продольной оси самрлета (величины wz и wx) растут).

Последующая дача ручки от себя через 1-2 сек. вызывает еще большее снижение угловой скорости по вертикальной оси, которая падает до нуля, нос самолета опускается, а угловая скорость вращения вокруг продольной оси самолета ( wx), увеличив свое значение до максимума, резко падает до нуля. Вращение прекращается, и самолет переходит в пикирование. По достижении скорости 320-340 км/час ( 200-210 миль/час) плавным движением ручки, самолет выводится из пикирования в горизонтальный полет.

В случае совпадения движения ручки от себя (после дачи ноги) с опусканием носа самолета в первой половине витка штопор а, замедление вращения самолета на выходе из штопора наступает быстрее.

Запаздывание на выводе из штопора при нормальной даче рулей на вывод после 1 витка штопора составляет 1/2 - 2/3 витка, после 2, 3, 4 и 5 витков штопора - 1-1 ½ витка.

Потеря высоты при этом составляет для :

1-го витка штопора и вывода - 670 м
2-х витков -"- -"- 920-950 м
3-х витков -"- -"- 1200-1250 м
4-х витков -"- -"- 1370-1450 м
5-ти витков -"- -"- 1550-1650 м

Несколько большее запаздывание (на I/4-I/2 витка), а следовательно и несколько большая потеря высоты ( на 100-150 м), имеют место в случае дачи ручки от себя в момент поднятия носа к концу очередного витка, а также в случае неполной и неэнергичной дачи рулей на вывод.

2. Одновременная дача рулей на вывод.

В случае одновременной дачи ручки от себя за нейтральное положение и ноги доотказа против штопора, характер выхода самолета из штопора незначительно отличался от выхода при нормальной даче рулей на вывод.

Составляющая угловой скорости относительно вертикальной оси самолета (wy) падает медленнее и запаздывание выхода самолета из штопора больше ( на 1/2-1 виток) -см. фото№7

После 2-х витков штопора запаздывание составляет 2 витка.

Потеря высоты за счет запаздывания увеличивается в среднем на 200 м ( 650 фут).

3. Обратная последовательность в даче рулей на вывод.

При даче вначале ручки от себя за нейтральное положение, затем ноги против штопора доотказа, выход самолета из штопора заметно ухудшался. После дачи ручка от себя самолет резко увеличивает скорость вращения вокруг вертикальной и продольной осей самолета ( wy и wx возрастают) и поэтому прекращение вращения после дачи ноги против штопора наступает позже. Число витков запаздывания на выводе после 2-я витков штопора достигает 2-2,5; после 3-х витков штопора 3-3,5.

Потеря высоты в этом случае за 2 витка штопора и выход составляет 1500м (5000 фут ); за 3 витка штопора в выход 1700 м (5600 фут).

4. Преждевременное убирание рулей из положения, данного на вывод.

В случае ошибки летчика на выводе, заключающейся в допущении лишних движений, а также в преждевременном убирании рулей из положения "против штопора" в нейтральное, или в положение "по штопору", процесс выхода самолета из штопора прекращается.

Самолет выводится из штопора после повторной дачи рулей, против штопора, причем рули удерживаются в этом положении до полного прекращения вращения.

Потеря высоты за 3 витка штопора и за вывод составила в этом случае 2000м ( 6500 фут).

Дата публикации на сайте: 23.05.2013

<< | >>


©AirPages
2003-